/
Автор: Коломиец Л.В. Бороденко В.А.
Теги: техника средств транспорта самолетостроение самолеты авиатехника авиастроение воздушный транспорт
Год: 1972
Текст
В. А. Бороденко, Л. В. Коломиец
САМОЛЕТ
Ту-134
КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
УТВЕРЖДЕНО УУЗ МГА СССР В КАЧЕСТВЕ УЧЕБНОГО ПОСОБИЯ ДЛЯ УЧИЛИЩ И ШКОЛ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Москва «Транспорт» 1972
УДК 629.138.5.004 (075.3)
Самолет Ту-134. Конструкция и эксплуатация. БороденкоВ А., Коломиец Л. В. Изд-во «Транспорт», 1972 г., стр. 1—368.
В книге приводятся основные данные самолета Ту-134, описание планера, шасси, управления, силовой установки, топливной, гидравлической и противообледенительной систем, противопожарного, высотного и бытового оборудования. В каждой главе даны некоторые рекомендации по эксплуатации отдельных элементов, агрегатов и систем. В гл. 12 изложены особенности аэродинамики и краткие сведения о конструкции самолета Ту-134А (модификации самолета Ту-134). В приложении указан порядок предполетного осмотра и подготовки самолета Ту-134 к полету экипажем. Книга предназначена в качестве учебного пособия для курсантов средних технических училищ и школ гражданской авиации. Она может быть использована инженерно-техническим и четным составом гражданской авиации. Табл. 16, рис, 259.
92-72
3-18-6
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ ДАННЫЕ И ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ
Скоростной реактивный пассажирский самолет Ту-134 представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, однокилевым стреловидным Т-образным оперением и трехопорным шасси (рис. 1.1). Он предназначен для перевозки пассажиров, багажа и почты на внутрисоюзных и международных воздушных линиях средней и малой протяженности. Самолет рассчитан на перевозку до 7 700 кГ коммерческой нагрузки (включая 72 пассажира, багаж и груз) на дальность до 1 970 км, а при уменьшении коммерческой нагрузки до 4 000 кГ— на дальность 3 380 — 3 570 км с крейсерской скоростью 770—870 км/ч.
Хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета обеспечивают его эксплуатацию с аэродромов II класса с длиной ВПП 1 800 м и более. Оборудование самолета современными средствами радионавигации, радиолокации и посадки по приборам позволяет производить регулярные рейсы днем и ночью в сложных метеорологических условиях. Заход на посадку обеспечивается в условиях, соответствующих 1-й категории требований ICAO.
На самолете установлены два двухконтурных турбореактивных двигателя. Они размещены в гондолах, прикрепленных к горизонтальным пилонам в хвостовой части фюзеляжа.
Экипаж самолета состоит из четырех человек: двух пилотов, штурмана и бортмеханика. Второй пилот выполняет одновременно функции радиста, а штурман — оператора радиолокатора РОЗ-1, используемого на самолете для целей навигации и обзора местности при отсутствии видимости. В кабине экипажа имеется также рабочее место для лоцмана.
Пассажиров обслуживают на борту самолета два бортпроводника.
Пассажиры размещаются в общей герметической кабине (рис. 1.2), разделенной перегородкой на передний 3 и задний 5 салоны, в которых постоянно поддерживается температура около 20°С и давление 760 мм рт. ст. до высоты 6 300 м, а выше — постоянный перепад 0,57 кГ/см2 (420 мм рт. ст.) между кабиной и забортной атмосферой.
В передней части фюзеляжа на левом борту расположена открывающаяся внутрь входная дверь 9 для пассажиров. Пассажирская кабина отделена от кабины экипажа вестибюлем, буфетом-кухней 2 и передним багажным помещением 10. В пассажирской кабине установлено 18 рядов кресел — по два двухместных блока в ряду. В переднем салоне размещаются 44 места, в заднем — 28. Шаг кресел в переднем салоне — 720, в заднем — 750 мм, что соответствует экономическому классу. Предусматриваются туристский и смешанный варианты компоновки пассажирской кабины, а также салонный.
За пассажирской кабиной размещаются два туалетных помещения 6 и заднее багажное помещение 8. Загрузка багажа и груза в переднее багажное помещение 10 производится через служебную дверь 1 на правом борту, а в заднее багажное помещение — через загрузочный люк 7 на правом борту. Передней служебной дверью пользуется также экипаж
з
Рис 1.1. Самолет Ту-134 (общий вид в трех проекциях)
и аэродромный персонал при загрузке буфета-кухни 2. Под полом пассажирской кабины размещается техническое оборудование, доступ к которому осуществляется через съемные панели в полу пассажирской кабины и через герметические люки снаружи фюзеляжа. Имеются запасные выходы 4.
При создании самолета Ту-134 особое внимание было уделено решению задач максимального обеспечения безопасности полета и дальнейшего улучшения комфорта и удобств для пассажиров.
Безопасность полета на самолете Ту-134 обеспечивается:
1) надежностью работы двигателей, имеющих холодный внешний контур. Для тушения пожара в гондолах двигателей установлена противопожарная система. Гондолы изолированы от фюзеляжа противопожарными перегородками из титанового сплава;
2) установкой двигателей на пилонах в хвостовой части, что повышает надежность работы двигателей на земле, предохраняет агрегаты от повреждения посторонними предметами, а также повышает безопасность в случае посадки с убранным шасси;
3) возможностью совершать полет на двух двигателях на высотах выше 10 000 м, т. е. выше зоны облачности;
4) высокой энерговооруженностью самолета, что дает возможность безопасно продолжать взлет в случае отказа одного из двигателей при взлете на скорости выше скорости принятия решения о прекращении взлета;
Рис. 1.2. Компоновка самолета: •
1 — служебная дверь; 2—буфет; 3 — первый салон; 4— запасные выходы; 5 — второй салбн; £ — туалеты; 7 — загрузочный люк; 8 — заднее багажное отделение; 9— входная дверь; 10 — переднее багажное отделение
4
5) возможностью продолжать полет на одном двигателе на высоте 6000 — 7000 .« (в случае отказа двигателя на крейсерской высоте) практически без уменьшения дальности полета с сохранением нормальной работы системы кондиционирования воздуха в герметической кабине;
6) повышенной прочностью конструкции герметической кабины (особенно мест вырезов под окна, люки и двери) и остекления, исключающей возможность разгерметизации кабины;
7) возможностью экстренного снижения самолета с выпущенным шасси с опасной высоты на безопасную (4 000 — 5000 .и) в случае разгерметизации кабины за 2 — 3 мин;
8) установкой аппаратуры, обеспечивающей простое и надежное пилотирование и посадку самолета в сложных метеорологических условиях;
9) установкой дублирующих агрегатов в основных системах и оборудовании самолета;
10) надежными и эффективными противообледенительными устройствами передних кромок крыла и хвостового оперения, воздухозаборников двигателей, входных направляющих аппаратов и коков двигателей, а также остекления фонарей кабины экипажа, что позволяет совершать полет в атмосферных условиях, вызывающих обледенение самолета;
11) возможностью быстрого покидания самолета пассажирами и экипажем в случае посадки самолета с убранными шасси на сушу или на воду. Для этой цели самолет оборудован запасными выходами, соответствующими требованиям норм ICAO, и имеет специальные трапы, фалы и спасательные жилеты.
Комфорт для пассажиров обеспечивается:
1) герметичностью кабин и созданием в них искусственного климата благодаря системе кондиционирования, поддерживающей достаточное давление, нормальную температуру и чистоту воздуха в пассажирских кабинах и в кабине экипажа на всех высотах полета;
2) хорошей звуковой изоляцией кабин благодаря применению теплозвукоизоляционных панелей, прикрепленных к каркасу кабины на упругом основании, что снижает уровень шума и вибрации от силовых установок. Уменьшению шума способствует также размещение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Уровень шума на первых рядах пассажирской кабины — 87 — 90 дб, на последних — 93 — 95 дб при оборотах двигателей — 86 — 90 %;
3) установкой мягких, удобных кресел с подлокотниками и откидными спинками. Все кресла снабжены привязными ремнями и оборудованы пепельницами, карманами для литературы и откидными столиками, вмонтированными в спинки впереди стоящих кресел;
4) наличием панелей индивидуального обслуживания пассажиров на багажных полках, на каждой из которых размещены светильник, насадок индивидуальной вентиляции, кнопка вызова бортпроводника;
5) применением общего и дежурного освещения кабин с использованием люминесцентных ламп дневного света, размещенных на потолке кабины;
6) облицовкой стен и потолков кабин декоративным синтетическим материалом;
7) оборудованием самолета буфетом-кухней для обеспечения пассажиров в полете горячей пищей, холодными закусками и напитками;
8) наличием радиофицированной системы информации пассажиров;
9) наличием съемного гардероба и двух туалетных комнат..
Высокие экономические показатели достигаются:
1) наличием современных средств самолетовождения, позволяющих эксплуатировать самолет в сложных метеорологических условиях в лю
5
бое время суток, что обеспечивает высокую степень его использования (до 2 500 ч в год);
2) возможностью эксплуатации самолета с аэродромов II класса, что расширяет сферу его использования;
3) малыми потерями времени при наборе высоты и снижении, что обеспечивает высокие рейсовые скорости;
4) сравнительно низкими расходами двигателями топлива благодаря хорошему аэродинамическому качеству самолета при высокой часовой производительности, достигающей при максимальной коммерческой нагрузке свыше 5 600 ткм;
5) относительной простотой технического обслуживания самолета и двигателей и возможностью быстрой замены двигателей;
6) высокими общими и межремонтными сроками службы различных агрегатов, двигателей, конструкции самолета и оборудования.
Фюзеляж самолета Ту-134 — типа полумонокок, балочно-стрингерной конструкции, герметизирован на участке между шпангоутами № 0—55, хвостовая часть фюзеляжа (шпангоуты № 55—64) —негерметичная. В герметичной части фюзеляжа расположены: кабина экипажа, пассажирская кабина, буфет-кухня, гардероб, переднее и заднее багажные помещения.
В хвостовой части фюзеляжа размещаются: контейнер с тормозным парашютом, агрегаты систем управления рулями высоты и направления, электронасосная станция автономной гидравлической системы, агрегаты системы кондиционирования и основной гидравлической системы, электрическое и радиотехническое оборудование.
Крыло — двухлонжеронной конструкции, состоит из пяти отдельных частей: центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Кессоны средних и отъемных частей крыла выполнены герметическими и используются для размещения топлива. Каждое полукрыло разделяется герметическими нервюрами на три кессон-бака. Топливо из левых трех кессон-баков вырабатывается левым двигателем, а из правых — правым двигателем.
Топливные системы левого и правого полукрыла могут быть соединены между собой краном кольцевания. Полная заправка топливной системы—13 200 кг. На средних частях крыла установлены: двухщелевые закрылки, разделенные гондолами шасси на четыре секции, интерцепторы (две секции), аэродинамические перегородки (по две на каждом полукрыле).
На отъемных частях крыла установлены разрезные элероны (по две секции на каждом полукрыле). Внутренние секции элеронов снабжены триммерами-флетнерами, внешние— только флетнерами.
Носок крыла — съемный, обогревается горячим воздухом, забираемым от компрессоров двигателей.
Киль и стабилизатор — двухлонжеронной конструкции. На киле закрепляется руль направления с триммером-флетнером, а на стабилизаторе — руль высоты с триммерами. Носок киля обогревается горячим воздухом, забираемым от компрессоров двигателей, а носок стабилизатора имеет электрические устройства обогрева.
Шасси выполнено по трехопорной схеме. Все ноги шасси убираются назад в специальные отсеки, закрываемые в полете створками. Управление уборкой и выпуском шасси, а также поворотом колес передней ноги — электрогидравлическое со световой и звуковой сигнализацией положения ног шасси.
Управление самолетом осуществляется с рабочих мест обоих пилотов при помощи системы дюралюминиевых тяг и качалок. В системы управления рулями и элеронами включены рулевые машины автопило-6
та. В систему управления рулем направления включен демпфер рыскания и гидроусилитель для улучшения боковой устойчивости самолета.
Триммеры всех рулей имеют электрическое управление, а триммеры руля высоты, кроме электрического, — и ручное управление (механическое). Для фиксации рулей и элеронов на стоянке самолета имеются механизмы стопорения, управляемые с помощью тросов от рукоятки, установленной на пульте левого пилота.
Гидравлическое оборудование состоит из трех отдельных гидравлических систем: основной, тормозной и автономной. Основная система работает от двух гидронасосов НП-43/1, установленных на каждом двигателе, под давлением 210 кГ)см? и обеспечивает: уборку и выпуск шасси с открыванием и закрыванием створок; управление поворотом колес передней ноги; управление гидроусилителем руля направления; управление интерцепторами; управление стеклоочистителями.
Тормозная гидравлическая система работает от собственной электронасосной станции 465Д под давлением 210 кГ]см? и обеспечивает основное и аварийное торможение колес главных ног шасси, а также аварийный выпуск шасси.
Автономная гидравлическая система работает от электронасосной станции НС-45 под давлением 75—100 кГ)см2 и обеспечивает работу гидроусилителя в случае выхода из строя основной гидравлической системы.
Система кондиционирования герметической кабины работает за счет сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей и обеспечивает: наддув кабин, т.е. поддержание в них давления согласно заданному закону; вентиляцию и обогрев. Система позволяет производить вентиляцию на земле от работающих двигателей, при полетах на высотах не более 3 км — от скоростного напора, а также обогрев или охлаждение от наземного кондиционера.
Для обеспечения безопасного полета в условиях обледенения передние кромки крыла, киля, воздухозаборники двигателей, входные направляющие аппараты двигателей и коки обогреваются горячим воздухом, забираемым от компрессоров двигателей, а носки стабилизатора, обзорные стекла пилотов и штурмана — электрически.
Кислородное оборудование предназначено для питания кислородом левого пилота в течение всего полета, а также для кратковременного обеспечения кислородом остальных членов экипажа, бортпроводников и больных пассажиров.
Противопожарная система обеспечивает обнаружение пожара, сигнализацию о его возникновении и автоматическое включение двух баллонов первой очереди для ликвидации пожара, возникшего в гондолах. В случае необходимости можно принудительно включить баллоны второй и третьей очереди (всего в системе шесть баллонов).
Система сжатого воздуха работает за счет запасов воздуха, находящегося под давлением 150 кГ)см? в специальном трехлитровом баллоне и обеспечивает: выпуск тормозного парашюта; сброс парашюта в конце пробега, а также автоматическое перекрытие заслонками каналов продувки стартер-генераторов при возникновении пожара в гондолах двигателей.
Электроэнергетическое оборудование самолета. Для питания установленных на самолете потребителей используются три самостоятельные сети: постоянного тока с напряжением 28,5 в; однофазного переменного тока — 115 в; трехфазного переменного тока — 36 в.
Основной является сеть постоянного тока.
Сети переменного тока преобразуют постоянный ток в переменный с помощью преобразователей.
Источниками электроэнергии для сети постоянного тока являются четыре стартер-генератора СТГ-12ТМО-1000 общей номинальной мощ
ностью 48 кет, установленные по два на каждом двигателе и имеющие привод от двигателей. Работая в стартерном режиме, они используются для запуска двигателей, а по окончании запуска автоматически переводятся в генераторный режим и подключаются на питание бортсети после отключения аэродромного питания. В случае выхода из строя одного из стартер-генераторов три других обеспечивают питание приборов и аппаратуры, необходимых для продолжения и завершения полета. Номинальный ток одного генератора — 400 а. Управление и контроль за работой стартер-генераторов осуществляется с пульта штурмана.
Для аварийного питания сети постоянного тока в полете служат три аккумуляторные батареи 12САМ-55, работающие на общую бортсеть параллельно с генераторами в режиме подзарядки. Номинальная емкость каждой батареи 55 а- ч при разряде током 11 а, напряжение 24 в.
Источниками сети переменного тока являются два преобразователя ПО-4 500: один из них —рабочий, другой — резервный. Номинальная мощность каждого преобразователя 4 500 ва. Для аварийного питания бортсети однофазным переменным током служит преобразователь ПО-500.
Источниками сети переменного трехфазного тока напряжением 36 в являются два преобразователя ПТ-1000ЦС: один из них — рабочий» другой — резервный. Для автономного питания авиагоризонта сужит преобразователь ПТ-125Ц.
На земле при стоянке электропитание сетей самолета осуществляется от аэродромных источников через два штепсельных разъема ШРАП-500 (для постоянного тока) и один ШРА-200ЛК (Для переменного тока 115 в), установленных в общем лючке в хвостовой части фюзеляжа. Разъемы соответствуют международным стандартам.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
Топлива, масла, смазка и спецжидкости
Топлива для двигателей ......................
Масло для двигателей ... .............
Огнегасящий состав противопожарной системы
Жидкость для заливки в амортизационные стойки .... ...............................
Газ для зарядки амортизационной стойки . . . Рабочая жидкость гидравлической системы . . Жидкость для заправки баков в туалетах . .
Весовые
Вес, к Г:
» максимальный взлетный ....
» » рулежный ....
» нормальный посадочный . . .
» максимальный ......
Вес топлива (максимальный) ....
» пустого самолета ........... ..........
» фюзеляжа . . ....................
» крыла..............: ................
» хвостового оперения ....
» шасси.............. ...............
» обтекателя шасси ......................
» управления . ......
> гидросистемы ... ..........
» силовой установки ...................
В том числе:
двигателей с самолетными агрегатами и стартер-генераторамн .................
капотов и установки двигателей . .
Т-1 и ТС-1 (ГОСТ 10227—62); ТС-1Г (МРТУ12Н № 36—63)
МК-8, МК-8П (ГОСТ 6457—66)
фреон 114В2
АМГ-10 (ГОСТ 6794-53) азот (ГОСТ 9293—59) АМГ-Ю (ГОСТ 6794-53)
СТ-2
45000
45 200
38 000
40 000 (в аварийных условиях допускается 45000}
13 200
26 950
4 720
5 840
1580
1 725
295
530
840
4 810
3 480
675
8
Вес топливной системы ... . . 340
» моторного оборудования .... . 315
» оборудования самолета.................. 4 400
> пассажирского оборудования............. 1 956
» невырабатываемого топлива и масла 120
Служебная нагрузка. кГ..................... 2 940
В том числе: экипаж..................................... 320
топливо с аэронавигационным запасом
(АНЗ) на 1 ч полета................... 2500
масло....................................... 40
химжидкость для туалета ... . 18
вода в туалете................. 45 ±3
Коммерческая нагрузка, кГ . . • . . . . 7 700
Центровки
Центровки самолета, % САХ: предельно передняя (шасси выпущено) . 26
» задняя (шасси убрано) ... 38
пустого без учета съемного снаряжения при выпущенном шасси..............• . . указано в формуляре
опрокидывания пустого самолета на хвост на земле.............................. 51,5
Смещение центра тяжести при уборке шасси, % САХ....................................... 1 (назад)
Смещение центра тяжести самолета при полной выработке топлива, % САХ............... 4,8 (назат)
Нивелировочные
Нивелировочные данные самолета приводятся в нивелировочном паспорте самолета, прикладываемом к каждому самолету.
Общие
Количество пассажирских мест............... 72
Двигатели.................................. 2ДТРД
Удельная нагрузка на 1 кГ взлетной тяги, кПкГ тяги................................. 3,24
Удельная нагрузка на крыло при взлетном весе 44 Т, кГ/м2............................ ... 383
Длина самолета, м....................... ... 35
Высота самолета на стоянке, м . . 9,02
Стояночный угол самолета, град............. 0
Крыло
Размах, м ... . Площадь, м2 без наплывов .... с наплывами .................
Угол установки, град'.
по нулевой нервюре.............
> концевой нервюре (по потоку) Поперечное V:
до 15 нервюры..........................
от 15 нервюры до конца.................
Средняя аэродинамическая хорда (САХ) (теоретическая, без учета наплывов), м . .
Корневая хорда (с наплывами), м .
Концевая хорда (по полету), м . .
Удлинение (без наплывов) ....
Сужение (без наплывов).................
Стреловидность по линии-j- хорды, град . . Размах элеронов, м .............
Площадь двух элеронов, м2.............
» одного триммер-флетнера, м2
» » флетнера, м2 . .
Размах закрылков, м: внутренних ... внешних.................
29
+ 1
—1,55
—1°30'
О’ЗЗ'Ю"
4,318
8,658
1,916
7,3
3.139
35
2x5,15=10,30
9,68(7,6% Хкр)
0,187
0,164
5,41
7,69
9
Площадь закрылков, мг: внутренних............................... 10,34(8, 12%'Skp)
внешних.............................. 12,16(9,55% 5кр)
Размах интерцепторов, м................... 7,01
Площадь » , м2 ............... 4,48(3,52% SKp)
Фюзеляж
Длина, м..................................... 30,6
Максимальный диаметр, м...................... 2,9
Площадь миделя, м2........................... 6,602
Размах подфюзеляжного щитка, м . . . • . . 2,8
Площадь подфюзеляжного щитка, ,м2 .... J5.32
Горизонтальное оперение
Размах, м ................. п,8
Площадь, м2............................... 30^68(24,1% SK₽)
» рулей высоты, м2............... 6,42
Удлинение................................... 4’54
Сужение............................... 2Л6
Стреловидность по хорды, град ... 38
Угол установки стабилизатора относительно СГФ...................................... —1°30'
Осевая компенсация руля высоты, %......... 31
Площадь триммеров руля высоты, м2 .... 0,684
Вертикальное оперение
Площадь, м2: с форкилем ............ 21,25(16,7% SKp)
без форкиля..................... . . 20,03
Размах, м.................................. 4,325
Площадь руля направления, м2.............. 5,7
Осевая компенсация руля направления, % . . 29
Площадь триммер-флетнера руля направления, „ м2...................................... 0,594
Удлинение без форкиля........................... .... 0,93
с форкилем............................ 0,88
Сужение................................... 1,75
„ 1
Стреловидность по хорды................... 40°0Г
Шасси
Колея (по осям амортизационных стоек), м 9,45
База, м.................................... 13,73
Минимальный радиус разворота по осп внутренней тележки, м.......................... 16
Максимальный радиус разворота по осн передних колес, м...............•............... 25
Угол поворота колес передней ноги: на взлетно-посадочном режиме.............. ±5°30'
» режиме руления..................... ±35°
Давление в пневматиках колес, кПсм2 .... 8,5
Эксплуатационные
Объемы помещений, размеры дверей и люков, нагруз
Общий объем^герметической кабины, м3 . . . 114,33
Объем, м-: пассажирской кабины .... . . 58,7
переднего багажника............. 3,5
заднего » ................... 8,5
Допустимая удельная нагрузка на пол, кГ!м2: переднего багажника......................... 600
заднего » ........................ 500
Максимальная загрузка багажников, кГ: переднего................................. 1 140
заднего .............................. 2 250
Размеры, мм: выходной двери............................ 1620 x 700
служебной »............................ 1250x750
люка заднего багажника................. 1 220 x910
аварийных люков............................ 586x600
Главная нога шасси
Начальное давление азота в амортизационной стойке, кГ/см2........................... 80+1
Количество заливаемой жидкости АМГ-10, л . 4
Высоту видимой части штока амортизационной стойки, ММ'. для взлетных весов........................ 100—45
» посадочных весов.................. 120—55
Начальное давление азота в стабилизирующем амортизаторе, кГ)см2................... 130±5
Давление в пневматиках колес, кГ/см2: модель 10................................. 8,5+°>5
> 7.............................. 6,5+0Л
Стояночное обжатие пневматика для взлетных весов, мм:
модель 10.............................. 50—60
> 7. . •......................... 60—70
Стояночное обжатие пневматика для посадочных весов, мм:
модель 10 . .......................... 45—55
> 7.............................. 55-65
Передняя н ,о г а шасси
Начальное давление азота в амортизационной стойке, кГ/см2........................... 15+1
Количество заливаемой жидкости АМГ-10, л . 4
Высота видимой части штока амортизационной
стойки, мм: для взлетных весов...................... 70—310
» посадочных весов.................. 80—330
Стояночное обжатие пневматика, мм: для взлетных весов....................... 20—45
» посадочных весов.................. 20—40
Системы
Начальное давление азота, кГ/см2:
в гидроаккумуляторах основной и тормозной гидравлических систем.............. 70 ±3
в гидроаккумуляторе автономной гидравлической системы............ ............ 35+2
в гасителях пульсации.................. 115±3
Нормальное давление в гидравлических систе-
мах, кГ)см2: в основной и тормозной .................. 210
» автономной ......................... 75—100
Давление наддува в баках гидросистемы, кГ!см2.................................... 1,2±0,1
Давление воздуха в баллоне системы сжатого
воздуха, кПсм2.......................... 150
Количество воды, заливаемой в бак, л ... ^ 45±3
» химжидкости, заливаемой в сливной
бак, л.................................. 18
Количество жидкости АМГ-10 в баках гидрав-
лических систем, л: основной............................. ... 22—23
тормозной......................... 16,5—17,5
автономной............................ 3,8
Весовой заряд фреона 114В2 в огнетушителе ОС-8МР, кГ................................... 8,72
Давление воздуха в огнетушителе при температуре + 15°С, кГ1см2....................... 100±5
Количество масла в баке масляной системы, л. 20
Напряжение сети постоянного тока, в . . 27,5—28,5
Напряжение бортовой сети переменного тока
частотой 400 гц, в...................... П5 и 36
Регулировочные (табл. 1)
Т аблица 1
Регулировочные данные органов управления
Отклонения1
Наименование органов управления Точка замера направление град ММ
При ручном управлении
Внутренние элероны По внутреннему торцу Вверх Вниз О ’ +1 +1 О О О) О'. t-I 23б±12,5 236±12,5
Внешние элероны По внешнему торцу Вверх Вниз О О +1 +1 О о О'. 137±7 137 ±7
Триммеры элеронов По внешнему торцу Вверх Вниз о о СО СО +1 +1 о о со со +1 +1 (ОСС
Флетнеры элеронов (внутренние и внешние); КСК=0,3 По внешнему торцу Вверх Вниз СО СО +1 +1 о о СО СС 12± 1 12±1
Руль высоты делах от —3°±15') (ест лежит в пре-— 1°35' ± 5' до По внешнему торцу Вверх Вниз 99° ч- ] ° 16’_р +1 7 СО со 00 о
Триммеры руля высоты Т росовое управление По внешнему торцу Вверх Вниз о Ъ СО со +1 +1 о о 00 00 15±1 15± 1
Электрическое управление Вверх Вниз 4* о 0 1+ 1+ Сосо о о СЛ Сп 1+ 14-►—• >—•
Руль направления По нижнему торцу Вправо Влево 0 0 +1 +1 0 о Ю U0 СМ см 505±20 505±20
Триммер руля направления По верхнему торцу Вправо Влево 3°30' ±30 3°30' ±30 17±2,5 17±2,5
Флетнер руля направления (КСК=0,7) По верхнему торцу Вправо Влево 17°30'±1°30 17°30'±1в30' 84±2.5 84 ±2,5
Интерцепторы По внутреннему торцу Вверх 52°±30' 482 ±5
Закрылки Внутренние По внутреннему тори у Вниз 20°(10°) на взлете. 38°±1° на посадке 1159±30
Внешние 18°(9°) на взлете, 35° ±1° на посадке 1 007±30
Посадочный щиток По оси симметрии самолета Вниз 40°±1° 1 329 ±34
Стабилизатор (относительно с. г. ф.) По внутреннему торцу Вниз от —1°30' до—3° —*
От работающего автопилота АП-6ЕМ-ЗП
Элероны1 2 По внутреннему торцу Вверх Вниз 5°30' ±30’ 5°30'±30' 67±6 67±6
Руль высоты По внешнему торцу Вверх Вниз 14° ±30' 7°30'±30' 55±2 30±2
Руль направления По нижнему торцу Вправо Влево 4°30' ±30' 4°30'±30' 92 92
1 Все отклонения даны без учета ножа.
2 Линейный размер замеряется по внутреннему торцу внутреннего элерона 12
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА
Общая компоновка самолета Ту-134 определяется расположением двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет:
1) получить аэродинамически чистое крыло с максимальным использованием его размаха для размещения закрылков с целью получения высокого аэродинамического качества крыла и высоких значений коэффициента подъемной силы Y при взлете и посадке;
2) установить крыло под требуемым углом поперечного V для обеспечения необходимых характеристик боковой устойчивости и управляемости;
3) улучшить характеристики продольной и боковой устойчивости в результате работы гондол двигателей и их пилонов, как дополнительного горизонтального оперения, повышения эффективности горизонтального оперения вследствие выноса его из зоны скоса потока за крылом, повышения эффективности вертикального оперения при установке горизонтального оперения наверху, малого разворачивающего момента, создаваемого тягой при отказе одного из двигателей;
4) создать лучшие условия для работы воздухозаборников двигателей, так как изменение угла подхода воздушного потока к воздухозаборнику двигателя, размещенного на хвостовой части фюзеляжа, примерно вдвое меньше изменения углов атаки крыла (у воздухозаборников двигателей, размещенных у передней кромки крыла или под крылом, изменение угла подхода воздушного потока больше, чем изменение углов атаки крыла);
5) повысить пожарную безопасность вследствие удаления двигателей от топливных баков и пассажирской кабины; кроме того, пламя загоревшегося двигателя в полете сносится назад, не захватывая силовых элементов конструкции самолета (при аварийной посадке двигатели защищены крылом и фюзеляжем от удара о землю);
6) предохранить двигатели от попадания в них воды и посторонних предметов при работе их на земле вследствие высокого расположения двигателей и защиты их при рулении закрылками;
7) обеспечить возможность быстрой замены всей гондолы вместе с двигателем и создать хорошие условия для подхода к двигателям;
8) повысить усталостную прочность конструкции самолета из-за меньшего влияния переменных пульсирующих нагрузок от реактивной струи двигателей и звуковых волн, создаваемых этими струями;
9) улучшить комфорт вследствие уменьшения шума в кабине и повысить безопасность пассажиров.
Наряду с этими преимуществами такая компоновка самолета имеет следующие основные недостатки:
1) значительно увеличивается вес конструкции из-за необходимости усиления хвостовой части фюзеляжа вследствие дополнительных массовых и инерционных нагрузок от двигателей, увеличения веса крыла, не разгружаемого весом двигателей, увеличения веса вертикального оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;
2) лобовое сопротивление гондол двигателей составляет заметную долю всего лобового сопротивления самолета, что уменьшает его аэродинамическое качество.
Крыло самолета Ту-134 набрано из модифицированных профилей переменной относительной толщины от 9,75 до 13 % и имеет аэродинамическую крутку, что позволяет улучшить несущую способность крыла по всему размаху и отдалить появление срывов на его концах на больших углах атаки.
Для улучшения характеристик продольной устойчивости самолета применена геометрическая крутка крыла — 2,55°, т. е. угол установки крыла по бортовой нервюре равен плюс Г, а по концевой минус 1,55°.
13
Поэтому концевые профили позже выходят на критические углы атаки и вследствие их хорошей несущей способности создается пикирующий момент при выходе на большие углы атаки.
Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла при взлете и посадке крыло снабжено двухщелевыми выдвижными закрылками, заметно улучшающими взлетно-посадочные характеристики самолета. Выдвижение закрылков назад при их небольшом отклонении увеличивает подъемную силу крыла без существенного роста сопротивления, что позволяет сократить длину разбега. Так, при выпуске закрылков на 20° на взлете при угле атаки на отрыве 9° коэффициент подъемной силы равен 1,18, а аэродинамическое качество равно 12.
При выпуске закрылков на 38° на посадке аэродинамическое качество самолета заметно падает, а коэффициент су макс = 2,05. Применение двухщелевых закрылков позволяет увеличить коэффициент подъемной силы крыла, так как они затягивают срыв потока с задней части крыла и дают возможность использовать большие углы отклонения закрылков. Несколько меньший угол отклонения внешних закрылков по сравнению с внутренними способствует затягиванию срыва потока на концах крыла и лучшению поперечной устойчивости самолета
Для увеличения крутизны траектории при планировании на посадку без увеличения установленных скоростей планирования самолета под фюзеляжем установлен посадочный щиток, который сокращает дистанцию выдерживания и длину пробега. Этот щиток отклоняется вниз на 40° после входа в глиссаду. Для сокращения длины пробега перед закрылками установлены интерцепторы (прерыватели потока), отклоняемые вверх на 52° после касания ВПП и обжатия хотя бы одной из главных ног шасси. Выпущенные интерцепторы резко уменьшают подъемную силу крыла из-за срыва потока, создают значительное сопротивление. Кроме того, вследствие резкого падения подъемной силы крыла увеличивается нагрузка на тележки шасси, что повышает эффективность использования тормозов.
Торможение самолета следует начинать после выпуска интерцепторов и опускания передней ноги. Выпуск тормозного парашюта на скорости 200—220 км/ч после приземления создает дополнительное лобовое сопротивление 4500 — 5000 кГ, что уменьшает длину пробега на 13—15%.
Влияние выпуска шасси, закрылков, посадочного щитка и интерцепторов на основные аэродинамические характеристики самолета показано в табл. 2.
Таблица 2
Положение органов механизации Положение шасси су макс о X* с < к «я S о на ив
Закрылки убраны .... Убрано 1,45 18,4 0,019 — 16,5 7,0 0,8
> > . . - . Выпущено 1,45 1.8,4 0,031 0,012 13,0 8,0 0,8
Закрылки выпущены на: 10° » 1,57 17,5 11,8 9,0 1,4
20е » 1,70 16,4 — — 9,8 8,0 —4,0
38° > 2,05 15,2 — — 6,8 7,5 —7,2
Закрылки выпущены на 38°, щиток на 40° . . Закрылки выпущены на 38°, щиток выпущен на 40°, интерцепторы выпущены на 52° на пробеге самолета . . » —„ — . 0,032 6,2 8,5 —
» — — — — 1,67 — —
14
Рис. 1.3. Зависимость коэффициента подъемной силы си от угла атаки и поляра самолета (М<0,4):
1 — закрылки интерцепторы, посадочный щиток и шасси убраны; 2 — шасси выпущено, закрылки выпущены на 38°, интерцепторы и посадочный щнток убраны; 3 — шассн выпущено, закрылки выпущены на 38°. интерцепторы и посадочный щиток выпущены
Зависимость коэффициента подъемной силы су от угла атаки и поляра самолета показаны на рис. 1.3.
Максимальная величина аэродинамического качества самолета достигается на наивыгоднейшем угле ата'ки (7°) и равняется 16,5. Горизонтальный полет самолета выполняется на углах атаки 3 — 4°, которым соответствует величина качества 13,5 —15,0 при числе М полета 0,75 — 0,8.
На числах М более 0,82 аэродинамическое качество самолета заметно снижается вследствие роста волнового сопротивления. При полетах на числах М > 0,845 у самолета появляется обратная реакция по крену на дачу ноги, т. е. при даче правой ноги самолет кренится влево и наоборот.
Т аблица 3
Параметры взлета Стандартные условия Расчетные условия
Угол отклонения закрылков, град 20 10
Скорость в точке принятия решения, км/ч 235 250
» отрыва передней ноги (индикаторная), км/ч . . . 250 265
Нормальная скорость отрыва (индикаторная), км!ч .... Безопасная скорость взлета (индикаторная), км/ч: 260 280
закрылки выпущены, шасси убрано 260 280
» убраны, » » Потребная длина разбега при одном работающем двигателе, 280 280
1630 2030
Потребная взлетная дистанция при двух работающих дви-гателях 1 800 2520
Сбалансированная длина ВПП, л Градиент (уклон) набора высоты (закрылки выпущены, шас- 2100 3 130
си убрано), % Относительная скорость отказа двигателя для сбалансиро- 3,35 3.15
1 1 0,812 0,885
к Длина разбега, м . ... . 1090 1320
15
Рис. 1.4. Номограмма для определения потребной длины разбега
Взлетные характеристики самолета приведены в табл. 3 и на номограмме (рис. 1.4), взлетный вес 44 Т, условия стандартные и расчетные: давление 730 мм рт. ст., температура + 30°С. Скорости отрыва самолета превышают на 20 — 24% скорости, сваливания самолета с закрылками, соответственно отклоненными на 20 и 10“.
Набор высоты при работающих двигателях на номинальном режиме для взлетного веса 44 Т в стандартных условиях характеризуется данными, указанными в табл. 4.
Таблица 4
Характеристики набора высоты
Вертикальная скорость, набора, м!сек . .
Время набора, мин......................
Пройденный путь, км..................
Высота, кн
0 2 4 6 8 10 11 12
14,5 12,5 10,5 8,5 6 3 1.9 0
— 2,5 5,5 8,5 13,5 21 27 50
— 25 50 75 130 220 280 450
Наивыгоднейшая скорость набора высоты по прибору у земли — 470 — 510 км/ч с последующим уменьшением ее в среднем на 10 км/ч на каждые последующие 1 000 м высоты.
На одном двигателе самолет может набрать высоту 5300 м при взлетном весе 44 Т за время 65—68 мин на приборной скорости около 400 км/ч у земли с последующим уменьшением ее на 5—10 км/ч на каждые последующие 1 000 м высоты. Вертикальная скорость у земли при наборе высоты на номинальном режиме работающего двигателя — 3,1 м/сек, на высоте 4 км — около 1 м/сек.
Крейсерская высота и скорость полета выбираются из условия получения наивыгоднейшего по себестоимости эксплуатации сочетания высоты и скорости. При полетах с полной коммерческой нагрузкой на дальность до 1 800 км (с учетом резерва топлива 2 500 кГ) экономическая крейсерская скорость находится в пределах 8б0 — 870 км/ч (М — 0,8-: 0,82), а при полетах на большую дальность крейсерская скорость должна быть в пределах 770 — 830 км/ч (М = 0,73ч-0,75) и выбирается в соответствии с наименьшими километровыми расходами топлива. Максимальные скорости горизонтального полета ограничива-16
ются числом М = 0,82 на высотах более 8 600 м и приборной скоростью 600 км/ч на высотах менее 8 600 м. Минимально допустимая скорость по прибору в горизонтальном полете с убранными закрылками и шасси — 330 км!ч.
В случае отказа одного двигателя в горизонтальном полете самолет снижается до высоты примерно 6 500 м при работе исправного двигателя на номинальном режиме при полетном весе 40 Т. Если же вес самолета находится в пределах 32 — 35 Т, то самолет может продолжать горизонтальный полет на высоте 8 500 — 8 000 м.
Снижение самолета в нормальных условиях выполняется на режиме двигателей 81—83% До высоты 5 000 м и на режиме малого газа с высоты 5000 м до высоты круга. До высоты 8 600 м выдерживается число М.=0,8 4-0,82, ниже — скорость по прибору 580—600 км/ч. Вертикальная скорость снижения самолета до высоты 5 000 м составляет 10—14 л/сек, на меньших высотах—12—\6м/сек. Так, с высоты 11000/4 до высоты 500 м самолет снижается за 17 мин, проходит путь 220 км и расходует 280 кГ топлива.
В случае необходимости экстренного снижения двигатели сразу переводятся на малый газ, выпускается шасси и самолет вводится в снижение, в процессе которого вертикальные скорости достигают 45 — 50 м/сек. Число М до высоты 8 600 м — не более 0,82, на меньших высотах выдерживается скорость по прибору 600 км/ч. Время экстренного снижения с высоты 11000 до 5 000 м равно примерно 2 мин 40 сек.
Посадочные характеристики самолета при 6Э=38°, 6щ=40°, 6ивт=52° приведены в табл. 5.
Таблица 5
Посадочные характеристики Посадочный вес, кГ
^норм. пос. — - 37 000 ^макс. пос. = 40 000
Нагрузка на 1 м1 крыла, кГ 1мг ......... 322 348
Скорость срыва (су = 1,85) 188 196
Минимальная скорость пересечения входной кромки
ВПП РАТО , км!ч -250 -260
Угол атаки крыла на планировании (су = 1,07) 4—5° 4—5°
Скорость касания Укас , км/ч 225-230 235—240
У гот атаки крыла на посадке (су = 1,25) 6—7° 6—7°
Длина посадочной дистанции с Н = 15 м . 1200 1275
Потребная длина ВПП 2190 2 330
Длина пробега, м ........ . . 860 905
Над входной кромкой ВПП самолет должен пролететь на скорости, в 1,3 раза большей скорости срыва самолета с закрылками, выпущенными на 38°. Поэтому минимальная скорость пересечения входной кромки ВПП равна 250 км/ч при посадочном весе 37 Т. Посадочная скорость самолета — 225—230 км!ч, посадочный угол атаки — 5,5—7°, су1ГОс = 1,25.
ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Центровкой самолета называется положение центра тяжести самолета на средней аэродинамической хорде крыла, выраженное в процентах, считая от ее носка. При расчете центровки за начало координат принимается точка пересечения строительной горизонтали фюзеляжа с вертикальной плоскостью, проходящей через ось второго лонжерона
17
<5 Продольная ось фюзеляжа
САХ = 4,318 м
'///////////////.
_1_______
7Z>% J«%.
zzz^zzzzz/zzzzvzzzzzzzzzzzzzzzzzzz. 57%
0,332м
Рис. 1.5. Положение средней аэродинамической хорды относительно продольной оси самолета
центроплана. Центровка самолета в процентах САХ вычисляется по следующей формуле
где х0 — координата центра тяжести самолета от начала координат, м;
0,322 — расстояние между началом САХ и началом координат, м;
4,318 — величина САХ (рис. 1.5).
Самолет Ту-134 имеет хорошую устойчивость и управляемость во всех элементах полета при следующих центровках:
предельно передняя центровка — 26% САХ (шасси выпущено);
предельно задняя центровка — 38% САХ (шасси убрано).
Центровка опрокидывания пустого самолета на хвост на земле равна 51—53% САХ (положение, когда линия действия веса самолета лежит в плоскости, проходящей через оси подвески тележек шасси). Центровка пустого самолета указывается в формуляре самолета и может находиться в диапазоне 47,5 — 49,5% для каждого отдельного самолета.
Уборка шасси смещает центр тяжести самолета назад примерно на 0,8% САХ для взлетных весов и примерно на 1% САХ для посадочных весов.
Перемещение 100 кГ груза из переднего багажника в задний, и наоборот, смещает центровку для взлетного веса на 1,1% САХ, у пустого самолета — на 1,6% САХ.
Для обеспечения центровок в допустимом диапозоне загрузка самолета должна производиться по специальному центровочному графику. Сначала загружается переднее багажное помещение, затем заднее. Система автоматической выработки топлива обеспечивает изменение центровки в полете в заданном диапазоне. Изменение порядка выработки топлива на самолетах с № 21 (4-я серия) заметно уменьшило изменение центровки в полете.
Кроме того, остаток топлива 2,5 Т в первом кессон-баке на этих самолетах позволяет иметь центровку пустого самолета около 44% САХ, что значительно увеличивает запас центровки опрокидывания самолета на хвост ( — 7,5% САХ).
На ранее выпущенных самолетах эта величина составляет около> 3% САХ.
ОСНОВНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
Прочность самолета Ту-134 соответствует требованиям норм, действующих в СССР, и международным нормам. Самолет имеет следующие эксплуатационные ограничения.
1. Максимально допустимая скорость по прибору в любых элементах полета с пустым кессон-баком № 3 до высоты 8 600 м составляет 600 км!ч. Этой скорости соответствует скоростной напор у земли 1 740 кГ/м2, на высоте 8 600 м — 1 560 кГ1м2.
2. Максимально допустимое число М во всех элементах полета на высоте более 8 600 м равно 0,82.
3. Максимально допустимая скорость по прибору с заправленным кессон-баком № 3 до высоты 11 000 м— 500 км)ч (кессон-бак № 3 заправляется только при полетах на дальность свыше 2 000 км и топливо из этого бака расходуется в первую очередь на взлете и при наборе высоты). Скоростной напор, соответствующий приборной скорости 500 км!ч у земли, равен 1 200 кПм2, а на высоте 11 000— 1 070 кПм2.
4. Максимально допустимая скорость нормальной эксплуатации по прибору в процессе уборки и выпуска шасси, закрылков на угол до 20°, а также при перекладке стабилизатора составляет 400 км/ч. Этой скорости соответствует скоростной напор q = 770 кГ/м2.
5. Максимально допустимая скорость по прибору при выпуске закрылков на 38°, щитка на 40° равна 340 км!ч. Этой скорости соответствует напор 9=560 кГ1м2.
6. Максимально допустимая скорость выпуска тормозного парашюта — 250 км!ч.
7. Максимально допустимая скорость по прибору при полете с отказавшим демпфером рыскания — 550 км!ч. При полете с убранными закрылками угол отклонения руля направления не должен превышать ±5°. Минимально допустимая скорость во всех элементах полета (за исключением взлета и посадки) с убранными закрылками — 330 км!ч, с закрылками, выпущенными на 10°, — 330 км)ч, с закрылками, выпущенными на 204-38°, — 270 км/ч.
Если скорости полета близки к минимально допустимым, то при выполнении разворотов по приборам маневры самолета необходимо выполнять плавным движением рулей с минимальными перегрузками и с креном не более 20°.
Максимально допустимая боковая составляющая ветра под углом 90° к ВПП при взлете и посадке на сухой полосе— 14 м!сек, на обледеневшей полосе — 6 м)сек.
Избыточное давление в гермокабине — 0,57 кГ/см2.
Эксплуатационная перегрузка в центре тяжести самолета при маневре не должна превышать величины 2,5. Эта величина определяется аэродинамикой самолета, т. е. величиной допустимого значения коэффициента подъемной сн-
пы Су доп, а также прочностью самолета Величина Таблица 6
cv доп соответствует углу атаки, при котором начи- Перегрузки по нормам прочности
о прн маневре при „болтанке”
нается тряска самолета.
В табл. 6 приведены nF яэкспл ярасч ЯЭКСПЛ ярасч
значения эксплуатацией-
44 2,55 3,83 2,93 4,40
ных и расчетных (в 1,5 ра-
за больших) перегрузок 40 2,63 3,95 3,11 4,67
для различных весов са- 37 2,69 4,04 3,26 4,9
молета по маневру и при 35 2,74 4,11 3,38 5,07
«болтанке» при скорости по прибору 600 км/ч. 31 2,85 4.28 3,66 5,50
19
ГЛАВА 2
ПЛАНЕР
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Основными агрегатами планера являются фюзеляж, крыло, оперение, гондолы шасси, расположенные на крыле, и гондолы двигателей. К планеру относятся также система управления и шасси, описание которых выделено в самостоятельные главы.
Планер самолета имеет ряд технологических и эксплуатационных разъемов (рис. 2.1), предназначенных для облегчения сборки самолета.
Фюзеляж имеет два основных технологических разъема, которыми он делится на носовую, среднюю и хвостовую части. Технологические разъемы крыла делят его на центроплан, среднюю и отъемную часть крыла. Хвостовое оперение имеет разъем по стыку с фюзеляжем.
Отдельные части планера (фюзеляж, крыло и др.) собраны из панелей, представляющих собой химически фрезерованные листы с набором стрингеров и шпангоутов.
Эксплуатационные разъемы позволяют выполнять демонтаж и монтаж частей самолета (элеронов, рулей, закрылков, триммеров, дверей и т. д.) в случае их замены.
В качестве основных материалов в конструкции планера применены проверенные, надежные и хорошо изученные сплавы. Для силовых элементов конструкции планера использованы алюминиевые сплавы Д16А-Т, Д16А-ТН, Д16А-ТВ, Д16-ТНВ, Д16А-М0, В95, В65, АК-6, АК-8, магниевый сплав МЛ-5Т, стали ЗОХГСА, ЗОХГСНА и 40ХНМА
Сплавы Д16 используются для изготовления обшивки, стрингеров, шпангоутов, стенок лонжеронов и нервюр. Алюминиевые сплавы АК-6, АК-8 применяются для нагруженных деталей, изготавливаемых горячей штамповкой, стали ЗОХГСА, ЗОХСНА, 40ХНМА— для особо ответственных высоконагруженных деталей. Магниевый сплав МЛ-5 применяется для изготовления малонагруженных деталей конструкции, имеет небольшой удельный вес (1,85 Пен?), но обладает большим недостатком — низкой коррозийной стойкостью и поэтому требует особого внимания и систематического наблюдения за состоянием поверхности.
ФЮЗЕЛЯЖ
Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа пассажиров, грузов и оборудования, а также является основанием для крепления крыла, оперения, двигателей и передней ноги шасси. В процессе полета и при посадке на фюзеляж действуют следующие силы: массовые силы конструкции фюзеляжа, агрегатов, грузов и оборудования, размещенного в фюзеляже; силы от прикрепленных к нему хвостового оперения и крыла, двигателей, передней ноги шасси; аэродинамические силы, действующие непосредственно на фюзеляж (незначительны), и силы от избыточного давления внутри герметической кабины.
Силы, приложенные к фюзеляжу (рис 2-2), действуют в двух плоскостях симметрии самолета: параллельной и перпендикулярной. При выходе из пикирования или посадке самолета фюзеляж нагружен силами, изгибающими фюзеляж в вертикальной плоскости. При полете самолета с отклоненным рулем направления фюзеляж нагружен силами, изгибающими фюзеляж в горизонтальной плоскости. Под действием этих сил конструкция фюзеляжа испытывает деформацию. От сил, действующих параллельно к плоскости симметрии самолета, фюзеляж изгибается в вертикальной плоскости. Под действием сил, приложенных к фюзеляжу в перпендикулярной плоскости симметрии, он изгибается в горизонталь-20
Рис. 2 1 Технологические и эксплуатационные разъемы планера.
/ — фонарь штурмана; 2 — носовая часть фюзеляжа, 3 — средняя часть крыла; 4 — съемные носки крыла, 5 — отъемная часть крыла, 6 — концевой обтекатель крыла; 7 —элерон; в—интерцептор; 9 — внешний закрылок; 10 — гондола шасси; // — внутренний закрылок; 12— щнток подкоса главной ноги шасси; 13 — створки гондолы шасси; 14 — главная нога шасси; /5 — средняя часть фюзеляжа; /6 — гондола двигателя; /7 — форкиль; 18 — хвостовая часть фюзеляжа; 19 — носок киля; 20— концевой обтекатель киля; 21 — иосок стабилизатора, 22 — коисоль стабилизатора, 23 — триммер руля высоты; 24 — руль высоты; 25 — концевой обтекатель стабилизатора; 26 — триммер руля направления; 27 — руль направления, 28— киль; 29 — крышки гоидоты двигателя; 30— пилон, 31 — посадочный щиток; 32 — флетиер элерона; 33 — триммер-флетнер элерона; 34 — соединительная лента носков крыла; 35 — створки отсека передней ноги; 36 — передняя нога шасси; 37 — обтекатель антенны радиолокатора
п
ц
Рис. 2.2. Нагрузки, действующие на фюзеляж в полете
ной плоскости. Кроме того, при нагрузке на вертикальное оперение фюзеляж скручивается. Как видим, конструкция фюзеляжа работает на вертикальный изгиб и сдвиг, горизонтальный изгиб, сдвиг и кручение.
При расчетах фюзеляжа на прочность его условно расчленяют на три части (носовую, среднюю и хвостовую) и рассматривают как балку, опирающуюся на лонжероны крыла. Прикладываемые к фюзеляжу нагрузки от оперения, передней ноги, двигателей и другие нагрузки вычисляют в соответствии с нормами прочности.
Если рассматривать распределение сил по элементам конструкции, то мы увидим следующее. Усилия от изгибающего момента в вертикальной плоскости воспринимаются и передаются на крыло обшивкой и стрингерами, при этом нижние стрингеры и обшивка работают на растяжение, а верхние — на сжатие. Если изгибающий момент действует в поперечной плоскости (горизонтальной), то растягиваются и сжимаются обшивка и стрингеры соответствующих бортов. Крутящий момент воспринимается и передается на крыло обшивкой фюзеляжа. Поперечные силы Qi и Q2, возникающие от аэродинамических сил Уг.о и YB.O, воспринимаются боковыми, верхними и нижними участками обшивки.
Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа полумонокок с набором стрингеров, шпангоутов и работающей обшивки. Он разделен плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части-В верхней части размещены кабина экипажа, пассажирские салоны, бытовые и санитарно-гигиенические помещения, багажные отделения, в нижней — технические отсеки. По шпангоутам № 15 и 55 фюзеляж разделен на три части: носовую, среднюю и хвостовую- Носовая и средняя части образуют герметическую кабину, в которой размещены экипаж и пассажиры. Хвостовая часть негерметична и служит для размещения технического оборудования-
Компоновка фюзеляжа. В герметической части фюзеляжа (рис. 2.3) размещены экипаж, пассажиры, грузы и техническое оборудование самолета.
Кабина экипажа расположена между шпангоутами № 2 и 11- В кабине установлены кресла пилотов и штурмана, лоцмана (бортрадиста) и механика. Здесь сосредоточены органы управления и контроля самолета, силовой установки, радионавигационные средства и сигнальные устройства- Экипаж самолета размещен следующим образом: командир 22
Рис. 2.3. Компоновка фюзеляжа:
1 — кабина штурмана и лоцмана; 2—кабина пилотов; 3 —вестибюль н гардероб экипажа; 4 — передний грузовой отсек; 5 — буфет; 6 — передний пассажирский салон; 7 — съемная перегородка; 8 — туалетные комнаты; 9 — задний грузовой отсек; 10 — задний пассажирский салон; // — третий технический отсек; 12 — четвертый технический отсек; 13— люк заднего грузового отсека; 14 — второй техническпй отсек; 15 — аварийные люки; 15 — отсек центроплана; 17 — первый технический отсек; 18 — съемный гардероб; 19— входная дверь; 20 — отсек передней ноги шасси; 21 — отсек антенны радиолокатора; 22 — обтекатель антенны радиолокатора
Шпангоуты
JM 8
2
«•
Рис. 2.4. Размещение элементов систем управления первого пилота:
/ — педаль управления рулем направления; 2— упоры-ограничители отклонения колонок; 3 — колонка управления рулем высоты; 4— штурвал тросового управления триммерами руля высоты; 5 — рукоятка стопорения рулей и элеронов; 6 — пульт синхронизации триммеров элеронов (под крышкой пульта запуска двигателей); 7 — переключатель ППНГ-15К управления интерцепторами; 8 — переключатель ЗППНГ-15К управления закрылками; 9 — переключатель ЗППНГ-15 управления посадочным щитком; 10—кнопка 5КС выпуска посадочного парашюта; 11— переключатель 2ПНГ-15 управления триммером и механизмом триммерного эффекта взлетно-посадочного загру жателя руля направления; 12 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммера руля направления; 13 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения механизма трим-мериого эффекта взлетно-посадочного загружателя руля направления; 14 — переключатель 2ПНГ-15 управления триммером элеронов; 15 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммеров элеронов (по положению триммера правого элерона); 16— переключатель 2ПНГ-15 управления стабилизатором; 17 — панель АЗС; 18—штурвал управления элеронами; 19 — приборная доска левого пилота; 20 — верхний электрощиток пилотов; 21 — сектор газа (РУД); 22 — кнопка стояночного торможения
(первый пилот) — в кресле слева по полету, второй пилот— справа, штурман — в носу самолета на вращающемся кресле, лоцман между штурманом и пилотами (в проходе), бортмеханик — в проходе между сиденьями пилотов. По левому и правому бортам (рис. 2.4 и 2.5) расположены элементы систем управления первого и второго пилотов. В передней части кабины помещены их приборные доски (рис. 2.6, 2.7 и 2.8), а также средняя приборная доска. Над их рабочим местом смонтирован верхний электрощиток (рис. 2.9). В отсеке штурмана (рис. 2.11) по левому борту размещены приборная доска штурмана (рис. 2 10), щиток управления электроэнергией и другое оборудование.
24
Рис. 2.5. Размещение элементов систем управления второго пилота:
1— педаль управления рулем направления; 2 — приборная доска правого пилота; 3—штурвал управления элеронами; 4 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммеров эчеронов (по положению триммера правого элерона) 5 — переключатель 2ПНГ-15 управления триммерами элеронов; 6 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммера руля направления; 7 —лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положении механизма триммерного эффекта взлетно-посадочного загружателя руля направления; 8— переключатель 2ПНГ-15 управления триммером и механизмом триммерного эффекта взлетно-посадочного загружателя руля направления 9—кнопка 5КС выпуска посадочного парашюта; 10 — переключатель 2ПНГ 15 управления стабилизатором; // — переключатель 2ПНГ-1Б управления посадочным щитком; /2 —переключатель 2ПНГ-15 управления закрылками; /3 — штурвал тросового управления триммерами руля высоты; 14—колонка управления рулем высоты; 15 — упор-ограничитель отклонеиня колонок
За перегородкой левого пилота размещена этажерка оборудования с различной аппаратурой. В проходе кабины пилотов по левой стороне установлен щиток приборов контроля работы двигателей и щиток демпфера рыскания ДР-134М. За этажеркой оборудования и перегородкой правого пилота (см. рис. 2.3) расположены передний грузовой отсек 4 и вестибюль 3 с гардеробом экипажа, буфет 5 и вестибюль пассажирской кабины. Служебные помещения заканчиваются шпангоутом № 17. Для входа в самолет и выхода из него членов экипажа, загрузки и выгрузки багажа и продуктов питания между шпангоутами № 11 и 13 размещена
25
Рис. 2.6. Приборная доска первого пилота:
1 — указатель автомата трнммирования У АТ-3; 2 — вариометр BAP-75M; 3 — переключатель сигнализации высоты ПСВ-УМ; 4 — прямопоказывающий прибор дальности и азимута ППДА-П1. 5—маметр MC-IK; 6 — светильник АГЛ; 7 —указатель авиагоризонта 1122Б; в—указатель скорости КУС-1200; У —светильник АГП; 10 — светильник СВ-1; 11 — лампа СЛМ-61 (желтая, СМ-39) сигнализации включения канала демпфера рыскания; /2 — пилотажный прибор ПП-1ПМ; 13—выключатель В Г-15К «Опознавание»; 14— сигнальное табло Т-10У2; 15—кнопка включения «.вязи автопилота с аппаратурой НАС; 16 — сигнальное табло Т-6У2; П — указатель углов атаки и перегрузок УАП-ЗКР; 18 — вариометр ВАР-ЗОМ; 19 — указатель радиовысотомера; 20 — указатель высотомера УВИД-30-15К; 21— указатель высоты ВД-20; 22— табло пилотажно-посадочного сигнализатора ППС-2МК; 23 — указатель РМИ (ИКУ-1); 24 — навигационно-курсовой прибор НКП-4К; 25— выключатель ВГ-15К авиагоризонта; 26— выключатель В-200К радиовысотомера; 27— кнопка 5К сброса посадочного парашюта; 28— сигнальная лампа СЛМ-61 (зеленая, СМ-39) выпуска посадочного парашюта; 29—указатель температуры ТНВ-1
служебная дверь размером 1 250X750 мм. Дверь для входа и выхода пассажиров размером 1 610X700 мм установлена в вестибюле пассажирской кабины между шпангоутами № 15 и 17. В вестибюле кабины летчиков и пассажирской кабины размещены желоб для покидания самолета, спасательные жилеты экипажа, надувной аварийный трап с баллоном, аварийная радиостанция и бортовая лестница. Здесь же имеются откидные сиденья для отдыха бортпроводников.
Пассажирская кабина размещена между шпангоутами № 17 и 45. Перегородка, установленная по шпангоуту № 34, делит кабину на два салона- В первом салоне установлено 11 рядов кресел (по четыре кресла в ряду), во втором — 7 рядов, всего 72 кресла (туристский вариант). Возможен смешанный вариант компоновки пассажирской кабины на 64 места, при котором первый салон переоборудуется в первый класс, а второй остается без изменений. В первом салоне за первым рядом кресел установлены два стола-, а во втором на перегородке салонов размещены два откидных столика.
Туалетные комнаты размещены между шпангоутами № 45 и 48 В заднем багажном помещении, расположенном между шпангоутами № 45 и 55, по левому борту и на стенке шпангоута № 48 помещена коммутационная аппаратура электросистемы самолета и силовой 26
Vt 15 16 17 1B 19
65 96 33 43 «2 4/ W 39 38 37 36 35 36 33 32 31
Рис. 2.7. Средняя приборная доска:
1— манометр тормозной гидросистемы УИ-1-240; 2 — сигнальная лампа СЛМ-61 с белым светофильтром «Автомат тормозов* (правый); 3—сигнальная лампа СЛМ-61 с белым светофильтром «Автомат тормозов» (левый); 4, 29—блоки управления (нз комплекта КУРС-МП); 5—специальная гайка крепления приборной доски; 6 — манометр топлива левого двигателя УИ1-4ТР (из комплекта ДИМ-4Т); 7 — трехстрелочиый индикатор УИЗ-ЗТР давления топлива, температуры н давления масла левого двигателя; 8 — указатель расходомера левого двигателя (нз комплекта РТСВ-10-8); 9— указатель ИТ-2Т температуры левого двигателя; 10 — выключатель 2В-20ЭК включения литания на усилитель указателя ИТ-2Т; И, 24 — лампы сигнализации «Вибрация велика» СЛМ-61 (красная, СМ-39); 12, 23—лампы сигнализации «Стружка в масле» СЛМ-61 (красные, СМ-39); 13, 22 — лампы сигнализации «ВНА-10» СЛМ-61 (белые, СМ-39); 14— часы АЧС-1; 15 — лампы СЛМ-61 сигнализации «Маркер» с синим светофильтром; 16—лампа СЛМ-61 сигнализации «Маркер» с белым светофильтром; 17— выключатель ТВ-2-1-120 вт (для футомеров с электропитанием); 18 — лампа СЛМ-61 сигнализации «Маркер» с желтым светофильтром; 19 — футомер КАА-1603; 20 — указатель ИТЭ-2Т тахометра; 21 — сигнальное табло Т-8У2; 25 — указатель ИТ-2Т температуры правого двигателя; 26 — трехстрелочный индикатор УИЗ-ЗТР давления топлива, температуры и давления масла правого двигателя (из комплекта ЭМИ-ЗРТИ); 27 — указатель расходомера топлива правого двигателя (из комплекта РТСВ-10-8); 28—манометр УИ1-4ТР топлива правого двигателя (нз комплекта ДИМ-4Т); 30 — указатель положения стабилизатора УПС-1; 31 — светильник СВ; 32 — указатель положения посадочного щитка УЗП-47; 33 — селекторы азимута (из комплекта КУРС-МП); 34—указатель положения правого закрылка УЗП-47; 35 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации выпущенного положения интерцепторов;
36 — указатель положения левого закрылка УЗП-47; 37 — селектор выбора радиосистем (нз комплекта КУРС-МП); 38 — манометр УИ1-150 дублирующей гидросистемы (из комплекта ДИМ-150); 39 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы дублирующей гидросистемы; 40— манометр УИ1-240 основной гидросистемы (из комплекта ДИМ-240); 41 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы основной гидросистемы; 42—манометр УИ1-240 аварийной линии тормозной гидросистемы (из комплекта ДИМ-240); 43— лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы аварийной гидросистемы; 44 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы тормозной гидросистемы;
45 — кнопка 5К «Сброс сигнала табло»
установки. Здесь же находится бак с водой для туалетных комнат. По правому борту между шпангоутами № 48 и 51 установлена дверь багажного отсека размером 910X1 220 мм, которая открывается перемещением вверх с помощью механизма открытия.
27
Рис. 2.8. Приборная доска второго пилота:
1 ~ переключатель топливомера ПГ-4 (нз комплекта СЭТС-470А); 2 — указатель топлнвомерз УТД-52 (из комплекта СЭТС-470А); 3 — маметр МС-1К; 4— указатель высоты и перепада дав ления УВПД-5-0,8; 5 — указатель скорости КУС-1200; 6—электрический указатель поворота ЭУП-53: 7 — сигнальное табло Т-6У2; 8 —указатель Т1ДТ-1 температуры воздуха противообледенительной системы крыла (из комплекта ТЦТ-13); сигнальное табло Т-10У2- 10 — сигнальное табло « а критическое», «Допускаемое пу » системы АУАСП-15КР; // — светильники СВ 1 J2 — выключатель ВГ-15К-2С переключения сигналов РСБН-2С на КПП или НКП; 13 — пилотаж ный прибор ПП-1ПМ (из комплекта «Путь-4МПА»); 14— навигационно-курсовой прибор НКП-4 (из комплекта «Путь-4МП А»); 15— вариометр ВАР-ЗСМ; 16— высотомер ВД-20К; 17— указатель РМИ (ИКУ-1) из комплекта КУРС-МП; 18— лампа СЛМ-61 (зеленая) сигнализации выпуска посадочного парашюта; 19—кнопка 5К сброса посадочного парашюта: 20— вариометр кабинный ВАР-ЗОМ; 2/— выключатель ВГ-15К-2С указателя поворота; 22—переключатель ПНГ-15К надду ва кабины от правого двигателя, 23 — указатель УРВ-1500 расхода воздуха в лииин обогрева кабины; 24 — переключатель ПНГ-15К наддува кабины от левого двигателя; 25 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации перенаддува кабниы; 26 — указатель расходомера воздуха УРВК в липни вентиляции кабин; 27 — переключатель ППНГ-15К «Сброс давления»; 28— переключатель ЗП4Н-П2Г-3 термометра ТУЭ-48; 29— указатель термометра ТУЭ-48 температуры воздуха в линиях обогрева и вентиляции; 30 — выключатель ВГ-15К-2С принудительной работы насосов,
31 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации «Идет заправка»
В первом, втором, третьем и четвертом технических отсеках 17, 14, 11 и 12 установлены агрегаты, аппаратура п оборудование всех систем самолета. Доступ в первый и второй технические отсеки 17 и 14 осуществляется через люки, установленные в нижней точке фюзеляжа между шпангоутами № 20 и 22, № 39 и 41. Для аварийного покидания самолета с каждого борта фюзеляжа над полукрылом между шпангоутами №29 и 31, № 34 и 36 выполнены четыре аварийных люка.
В хвостовой части фюзеляжа расположены третий и четвертый технические отсеки 11 и 12, в которых установлены агрегаты и оборудование высотной и гидравлической систем, электрооборудование, механизмы системы управления и тормозной парашют Вход в третий технический отсек осуществляется через люк по правому борту между шпангоутами № 55 и 58, а в четвертый — через люк контейнера тормозного парашюта.
Герметическая кабина самолета ограничена зоной герметизация, в которой соединения элементов конструкции выполнены герметичными. Зона герметизации (рис. 2.12) ограничена обшивкой фюзеляжа, от фонаря штурмана до шпангоута № 55, нишей радиолокатора и передней 28
Рис. 2.9. Пульты управления иа потолке кабины пилотов:
/ — пульт управления П-1 (из комплекта РСБН-2С); 2 — блок электрического баланса и контроля «Нуля» (из комплекта КУРС-МП); 3— щиток пилота (нз комплекта РСБН-2С); 4 — верхний светильник; 5 — верхний злектрощиток пилотов; 6 — пульт управления ПУ-16 (из комплекта АП-6Е-ЗП)
ноги шасси, обшивкой и лонжеронами центроплана по шпангоутам № 24 и 34, остеклением пассажирской кабины, входными дверями и крышками люков. Выходы из зоны герметизации элементов управления, водов, электропроводки герметизируются специальными уплотнительными переходниками.
Обшивка и каркас фюзеляжа. Носовая, средняя и хвостовые части фюзеляжа состоят из набора стрингеров, шпангоутов и обшивки. Стрингеры образуют продольный набор, шпангоуты — поперечный (стрингеры идут вдоль оси фюзеляжа, шпангоуты — поперек)
Поперечный набор фюзеляжа состоит из 64 шпангоутов, которые образуют требуемую поперечную форму фюзеляжа, подкрепляют обшивку и стрингеры, тем самым обеспечивая жесткость каркаса. Как видно из рис- 2.13, все шпангоуты пронумерованы от № 2 до 64 с началом отсчета от носовой части фюзеляжа.
Фюзеляж имеет нормальные (типовые) и силовые шпангоуты. Последние заметно отличаются от нормальных своими конструктивными элементами, которые выполнены усиленными, с введением различного рода штампованных узлов из материала АК-6 или АК-8. В отдельных случаях могут вводиться и стальные узлы Применение силовых шпангоутов обусловлено наличием в конструкции фюзеляжа сосредоточенных нагрузок от других элементов самолета и вырезов (нагрузки от шасси, крыла, двигателей, оперения; вырезы-проемы дверей и люков и Др.).
В фюзеляже самолета Ту-134 силовыми шпангоутами являются № 4, 6. 8, 11, 13, 15, 15А, 28, 34, 37, 47, 48, 51, 55, 55А, 60 и 62. Шпангоуты № 2, 5, 9 — усиленные, остальные шпангоуты — облегченный конструк-
29
7
го
Рис. 2.10. Приборная доска штурмана:
1 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации «Пролет зоны» системы РСБН-2С- 2комбинированный пилотажный прибор КПП-М2 (из комплекта РСБН-2С); 3 —лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации о неисправности канала дальности системы РСБН-2С; 4 — лампа СЛМ-61 сигнализации о неисправности канала азимута системы РСБН-2С; 5 —задатчик угла карты ЗУК-1 (нз комплекта НАС-1А6К); 6 —счетчик пути СП (из комплекта НАС-1А6К); 7 —задатчик ветра ЗВ-1 (нз комплекта НАС-1А6К); 8 — индикатор (блок № 4 из комплекта НАС-1А6К); 9 —указатель, гнромагинтиого курса УГА-1У; 10 — указатель термометра наружного воздуха ТНВ-1 (из комп лекта ТНВ-15); 11— переключатель ВГ-15К-2С «АРК-1— VOR-1» переключения указателя штурмана и телефонных выходов в СПУ радиокомпаса АРК-Н № 1 и полукомплекта КУРС-МП; 12 — переключатель ВГ-15К-2С «АРК-2— VOR-2- переключения указателя штурмана и телефонных выходов в СПУ радиокомпаса АРК-11 № 2н полукомплекта КУРС-МП, 13 — часы АЧС-1; 14 — индикатор бокового уклонения (блок № 16 из комплекта НАС-1А6К); 15 — комбинированный указатель скорости КУС-1 200; 16 — указатель высоты; 17 — указатель штурмана УШ (из комплекта КС-8); 18—прямопоказывающий прибор дальности н азимута ППДА-ПП (из комплекта РСБН-2С); 19— вариометр ВАР-ЗОМ; 20— светильник трубчатый СТ;21—лампа СЛМ-61 (белая) сигнализации включения КПП системы РСБН-2С; 22 — лампа СЛМ-61 (зеленая) сигнализации «Подлет к зоне» системы РСБН-2С
ции из катаных профилей Z-образного сечения, которые создают обод шпангоута. Степень усиления шпангоута зависит от действующих на них нагрузок, поэтому по конструктивному решению силовые шпангоуты заметно отличаются друг от друга.
Шпангоут № 2 является усиленным, так как к нему подсоединили фонарь штурмана. Шпангоуты № 4 и 6 воспринимают нагрузку от избыточного давления в фюзеляже, т. е. являются стенками, отделяющими нишу радиолокатора от отсека экипажа, поэтому они силовые. Шпангоут № 8 в верхней части служит опорой фонаря пилотов, а в нижней части— передней опорой продольных балок в нише шасси, воспринимающих нагрузку от передней ноги. Он разрезает стрингеры и клепается непосредственно с обшивкой. Шпангоут № 11 воспринимает усилия от узлов подкоса передней ноги. По шпангоутам № 15, и 15А, осуществлен стык носовой и средней частей фюзеляжа, кроме того, они являются задней опорой продольных балок отсека передней ноги шасси. Со стрингерами шпангоуты крепятся косынками, с обшивкой — через гнутые угольники-компенсаторы-
Шпангоуты № 28 и 34 (рис. 2-14) соответственно стыкуются с передним и задним лонжеронами центроплана и передают нагрузки с крыла на фюзеляж Шпангоуты имеют форму арок, расширяющихся внизу для обеспечения крепления с лонжеронами центроплана, и собраны из мощных прессованных профилей и стенок. Крепятся шпангоуты № 28 в 34 к 30
Рис. 2.11. Размещение оборудования в кабине штурмана:
< — блок измерения дальности (нз комплекта РСБН-2С); 2— блок измерения азимута (из комплекта РСБН-2С); 3—пульт управления (из комплекта АРК-11 № 2); 4 — миллиамперметр (из комплекта АРК-11 № 2);- 5 — датчик высоты ДВ-47М; 6 — пульт управления ПУ-1 (из комплекса
КС-8); 7 — щиток распределения электроэнергии; 8— пульт управления (блок № 6 нз комплекта НАС-1А6К); 9 — пульт управления П-1 (из комплекта «Лотос» № 2); 10 — приборная доска штурмана; 11 — реостаты РКЛ-45; 12 — гр а фикодержатели; 13 — светильники красного и белого освещения; 14— раздатчик воздуха; 15—индикатор кислородного потока штурмана ИП (из комплекта КП-24М); 16 — лампа СЛМ-61 (желтая) «Кислород» штурмана сигнализации о падении давления в кабине; 17— миллиамперметр (из комплекта АРК-11 № 1); 18— вентилятор ДВ-3;
19 — светофильтр; 20— электродинамический громкоговоритель 1ГД-18: 21 — пульт управления ЛЦ-21 (из комплекта РОЗ-1); 22 — пульт управления (нз комплекта 1РСБ-70); 23 — панель АЗС правая; 24 — лампа СЛМ-61 (желтая) «Кислород» лоцмана сигнализации о падении давления в кабине; 25 — запорный вентиль КВ-5 кислородного прибора лоцмана (нз комплекта КП-24М); 26 — индикатор кислородного потока ИП лоцмана (из комплекта КП-24М); 27— пульт управления (из комплекта УС-8); 28 — электронный блок ЛЦ-28А (из комплекта РОЗ-1); 29 — абонентский аппарат (из комплекта СПУ-7); 30— тангеита ручная лоцмана; 31 — усилитель У-11 (из комплекта КС-8); 32 — блок питания и распределительная коробка ЛЦ-15 (из комплекта РОЗ-1); 33—блок реле БР-1 (из комплекта КС-8); 34— гидроагрегат ГА-1М запасной (из комплекта КС-8); 35— усилитель УВИД (нз комплекта СО); 36 — кислородный прибор поцмана КП-24М; 37 — влагопоглотитель; 38— согласующее устройство глиссадной системы КУРС-МП-1; 39 — кислородный прибор КП-24М; 40 — запорный вентиль КВ-5 кислородного прибора КП-24М штурмана; 41—инднка тор ЛЦ-6 (из комплекта РОЗ-1); 42—антенна глиссадная системы КУРС .МП-1; 43 — компас магнитный КИ-13; 44— коррекционный механизм КМ-4 (из комплекта КС); 45— пульт управления <нз комплекта АРК-11 № 1); 46 — абонентский аппарат штурмана (из комплекта СПУ-7Б); 47 — щиток управления (из комплекта РСБН-2С); 48 — тангента штурмана ножная; 4° — блок управления -СРП (из комплекта РСБН-2С); 50 — ключ телеграфный (из комплекта 1РСБ-70): 51 — датчик воздушной скорости ДВС (из комплекта НАС-1А6К); 52 — блок КУР (из комплекта КУРС-МП-1); 53 — усилитель (из комплекта СПУ-7);; 54 — автомат обогрева стекол АОС-81; 55 — блок коммутации БК-10 (из комплекта НАС-1А6К)
лонжеронам болтами через штампованные фитинги. Шпангоут № 37 воспринимает нагрузки от подъемников подфюзеляжного щитка.
Шпангоуты № 47 и 48 воспринимают нагрузки от переднего узла крепления гондолы двигателя (рис. 2.15). По конструкции они аналогичны. На уровне грузового (багажного; пола установпеиа поперечная балкй из прессованного профиля уголкового сечения, приклепанная к ободу шпангоута с помощью фитингов и подкрепленная вертикальными стойками таврового сечения. Передние узлы крепления гондол двигателей
31
Рис. 2.12. Зона герметизации фюзеляжа:
1 — фонарь штурмана; 2 — остекление фонаря пилотов, 3 — служебная дверь; 4 — входная дверь; 5 — обшивка фюзеляжа; 6— крышки аварийных люков; 7 — остекление пассажирской кабины; 8-дверь заднего грузового (багажного) отсека; 9—днище шпангоута № 55; 10 — люк второго (заднего) техогсека; 11 — нижняя часть шпангоута № 34; 12—верхняя обшивка центроплана; 13 — нижняя часть шпангоута № 28; 14 — люк первого (переднего) техотсека; 15 — ннжияя часть шпангоута № 15; 16 — пол прохода в буфете; 17 — пол в вестибюле и проходе кабины пилотов
расположены между этими шпангоутами по левому и правому борту фюзеляжа. Для крепления этого узла между шпангоутами устанавливаются две штампованные балки / из материала АК-8 швеллерного сечения.
Шпангоут № 51 (рис. 2.16) воспринимает нагрузки от заднего узла крепления гондол двигателей. Он состоит из верхней и нижней частей. Каждая часть образована двумя мощными прессованными профилями уголкового сечения переменной толщины и дюралевой стенкой. Обе части шпангоута стыкуются между стрингерами № 8 и 16 штампованными узлами из материала АК-8 крепления гондол двигателей.
3 3 5 6 7 S 9 10 11 12 13 13 15 16 17 18 13 20 21 22 23 23 25 26 27 28 23 ЗС 31 32
Рис. 2.13. Схема силового набора, раскроя а — по шпангоут № 32; / — вырез под нишу радиолокатора; 2— люк фары; 3—монтажный люк; 4 — вырез под отсекчпе 8— окно кухни-буфета; 9, 14 — люки блока рамочных айтени; 10—входная дверь; 12 — окна пас люки с окнами; 17 — задний (второй) технический люк; 18 люк санузла; 19 — водозяправочный 23 — вырез для сброса воздуха нз гермокабины; 24 — монтажный люк; 25 — вы для входа воздуха в воздухе-воздушный радиатор; 28 — люк штуцера наземного кондиционировв из турбохолпдильннка; 31 — вырез под карданный вал руля направления; 32 — вырез под тягу
32
Шпангоут № 55 (рис. 2.17) воспринимает нагрузку от вертикального оперения и от избыточного давления в пассажирской кабине. Он представляет собой герметическое наклонное днище с наружным ободом из прессованного профиля уголкового сечения, прилегающего к обшивке. Обод состоит из двух частей, стыкующихся вверху и внизу с помощью накладок.
Обшивка днища подкреплена набором поперечных прессованных профилей, поперечной балкой и двумя мощными продольными профилями двутаврового сечения.
На продольных профилях установлены узлы крепления киля, изготовленные из стали ЗОХГСА. Шпангоут № 55А (рис. 2.18) хвостовой части фюзеляжа представляет собой ответную часть шпангоута № 55 и выполнен в виде стыкового угольника по контуру фюзеляжа.
Шпангоут № 60 воспринимает нагрузки от вертикального оперения. Он состоит из дюралюминиевой стенки и наружного обода из прессованного профиля. Стенка подкреплена набором профилей и двух продольных балок двутаврового сечения. На балках в верхней части устанавливаются узлы крепления киля по заднему лонжерону, в нижней — боковые узлы качалок управления. Для крепления среднего кронштейна системы управления поставлен мощный прессованный профиль швеллерного сечения, являющийся поперечной балкой. Обод шпангоута образован двумя частями профилей и состыкован с помощью накладок. В нижней части шпангоута установлены вертикальные стойки и штампованный кронштейн из материала АК-6 под хвостовую опору с отверстиями для прохода тяг системы управления. С правой стороны выполнено отвер-
обшивки, вырезов и люков фюзеляжа:
б — от шпангоута № 32 до шпангоута № 64;
редней ноги; 5 — служебная дверь; 6 — фонарь пилотов; 7, 11— люки для проблескового маяка; сажирской кабины; 13 — передний технический люк; 15— вырез для центроплана; 16 — аварийные люк; 20 —окна туалета; 21— окна заднего грузового отсека; 22— люк заднего грузового отсека; резы для сброса воздуха из гермокабины; 26 — люк контейнера тормозного парашюта; 27— люк ния; 29—люк выхода воздуха нз воздухо-воздушного радиатора; 30 — вырез для сброса воздуха руля высоты
2—3030 33
Рис. 2.14. Шпангоут № 34:
/ — внутренний пояс; 2 — уголок; 3 — стенка; 4 — наружный пояс; 5 — косынки
стие для тросов управления и электропроводки. На шпангоуте № 60 устанавливается насосная станция НС-45, которая создает давление в дублирующей системе управления гидроусилителя ГУ-108Д руля направления.
Шпангоут № 62 по внешнему контуру выполнен в виде круга. В верхней и нижней частях сечение шпангоута расширено. Верхняя расширенная часть усилена стойками таврового сечения для крепления верхней балки, подкрепляющей заднюю подкилевую балку. К нижней части крепится балка под замок тормозного парашюта и кронштейны крепления воздушного цилиндра системы открытия створок контейнера парашюта.
Шпангоут № 64 является последним, концевым шпангоутом, на котором заканчивается стрингерный набор. Он также состоит из обода швеллерного сечения, но с удлиненной верхней полкой, предназначенной для крепления к ней обшивки и обтекателя. В нижней части сечение
34
Рис. 2.15. Передний узел крепления мотогондолы.
/ — штампованные балки; 2 — шпангоут № 47;
3 — болты крепления кронштейна; 4 — шпангоут № 43; 5 —- болты крепления балки; 6 — кронштейн навески двигателя
шпангоута расширено для установки узлов навески тормозного парашюта.
Все силовые шпангоуты воспринимают нагрузку от избыточного давления в герметической кабине.
Продольный набор фюзеляжа образуют стрингеры, равномерно расположенные по контуру шпангоутов. Элементы продольного набора вместе с обшивкой воспринимают усилия от изгибающего момента, работая при этом на растяжение или на сжатие. Стрингеры также воспринимают усилия от воздушных нагрузок, которые передаются на них обшивкой. При работе обшивки на сжатие они являются подкрепляющими элементами. Отсчет и нумерация стрингеров (см. рис. 2.13) производятся сверху вниз, вправо и влево ог нулевого (верхнего) стрингера.
Стрингерный набор состоит нз прессованных профилей и уголкового таврового (на продольных стыках) сечения. Размеры сечений профилей могут изменяться в зависимости от характера и величин действующих нагрузок. Так, например, в проемы люков, дверей, окон устанавливают усиленные стрингеры, которые компенсируют в этих местах имеющееся ослабление конструкции фюзеляжа. В зависимости от рода нагрузок стрингеры изготавливают из различного материала. Этим и определяется место их установки. Стрингеры самолета Ту-134 в верхней части фюзеляжа изготовлены из материала Д16Т, который более устойчив к растягивающим усилиям, а в нижней части — из материала В-95Т-1, который устойчив к сжимающим усилиям. Между собой стрингеры состыкованы накладками из таких же профилей, а в некоторых случаях— внахлестку. По технологическим разъемам стрингеры состыкованы с помощью фитингов. По шпангоуту № 8, вырезам под двери, люки, окна п центроплан стрингеры прерываются. Вырез по центроплану компенсирован двумя лонжеронами центроплана и залонжеронными балками нижней части фюзеляжа. В остальных случаях ослабление фюзеляжа восстанавливается дополнительным усилением в виде штампованных окантовок и накладок определенного профиля. К шпангоутам стрингеры крепятся с помощью косынок, уголков и фитингов. Общее количество стрингеров, размещенных по фюзеляжу, — 63.
Обшивка фюзеляжа является его основным силовым элементом. Кроме того, она придает фюзеляжу обтекаемую форму. Совместно со стрингерами она воспринимает усилия от изгибающего момента и без участия последних полностью воспринимает нагрузки от поперечной силы, крутящего момента и избыточного давления в герметической кабине. В полете обшивка воспринимает нагрузки от воздушных сил и передает их на стрингеры и шпангоуты. С учетом величин и характера перечисленных нагрузок подбирается толщина обшивки фюзеляжа, которая колеблется от 0,8 до 4 мм. Так, в наиболее нагруженных местах (между стрингерами № 14 и 26, в зоне центроплана) поставлены химически фрезерованные листы переменной толщины от 4 до 1,3 мм. Более 2* 35
тонкая обшивка ставится в зоне носовой и хвостовой частей фюзеляжа, а толстая — в зоне центроплана. Раскрой обшивки и ее толщина показаны на рис. 2. 13.
Для уменьшения лобового сопротивления обшивка со стрингерами и шпангоутами склепана заклепками с потайными головками. Только в зонах, закрытых стекателями, и в особо нагруженном районе от шпангоута № 50 до № 61 клепка выполнена заклепками с полукруглыми головками (типа ЗВ).
Продольные стыки листов по стрингерам № 0, 8, 14 и 26 выполнены внахлестку, поперечные — с применением стыковочных конусных лент. Герметизация обшивки в зоне герметической кабины (рис. 2.19) достигается прокладкой между обшивкой и элементами каркаса уплотнительной ленты У-20А. В местах стыковки обшивок и в сложных конструктивных узлах производится дополнительная поверхностная промазка герметиком У-ЗОМЭС.
В нижних точках обшивки фюзеляжа выполнены отверстия для отвода влаги, которая может там скопляться.
Внутренний каркас фюзеляжа служит основанием для восприятия усилий, создаваемых от сосредоточенных нагрузок внутри фюзеляжа (оборудование, пассажиры и др.). В носовой части фюзеляжа для размещения оборудования, экипажа и багажа установлена надстройка пола с двумя продольными усиленными балками. По всей длине фюзеляжа для настила пола служебных помещений и пассажирской кабины установлены поперечные балки каркаса пола. Балки изготовлены из прессованных профилей двутаврового сечения. Оба конца каждой 36
нп
Рис. 2.17. Шпангоут № 55:
/— фитинги; 2—процельные профили; 3 — поперечная балка: 4— обшивка днища шпангоута; 5—кронштейны; 6—накладка; 7— узлы навески киля; 8 — отверстие для короба вентиляции; 9 — кронштейн; 10— крепежные болты; // — отверстие для трубопровода системы наддува от двигателя; /2 — отверстие для патрубка выпускного (2176Г) и предохранительного (1691В) клапанов;
13—гермовывод для тяг управления самолетом
Рис. 2.18. Хвостовая часть фюзеляжа:
/ — входной люк третьего технического отсека; 2— шпангоут № 55А; 3 — стрингер; 4— шпангоут № 56; 5— шпангоут № 57А; 6— шпангоут № 57; 7— шпангоут № 58; 8 — задние подкилевые балки; 9 — шпангоут № 59; 10— шпангоут № 60; // — балкн для крепления агрегатов управления; 12—агрегаты управления тормозным парашютом: 13 — шпангоут № 61; 14 — шпангоут № 62; 15—шпангоут № 63; 16—шпангоут № 64; 17—хвостовой кок; 18 — створки контейнера парашюта; 19— контейнер парашюта; 20— замок сброса парашюта; 21—балки крепления замка сброса парашюта;
22 — постамент рулевых машинок; 23—надстройка пола технического отсека
Рис. 2.20. Задняя подкилевая балка:
I — стойка; 2 — стенка; 3 ~ профили балки; 4 — диафрагма; 5—кронштейны крепления киля на шпангоуте № 60
Рис. 2.21. Фонарь штурмана:
1 — органические формированные стекла; 2—литая ра ма; 3 — триплексное обо-гревное стекло UJO-I5 (из комплекта ТСБП-45): 4 — герметик УТ-32; 5 — дюралк-мнннеяая накладка; 6 — шпангоут № 2
балки соединены заклепками со шпангоутом на всем протяжении фюзеляжа. Сверху балок вдоль бортов фюзеляжа установлены четыре рельса крепления кресел. Между шпангоутами № 28 и 34 каркас пола укреплен на верхней панели центроплана.
В негерметической хвостовой части фюзеляжа также установлен каркас из набора прессованных профилей, на котором размещено высотное, электрическое и гидравлическое оборудование.
Для распределения по фюзеляжу продольных нагрузок от хвостового оперения в верхней части хвостового отсека между шпангоутами № 58 и 60 установлена задняя подкилевая балка (рис. 2.20), состоящая из двух отдельных небольших балок. Посредством накладок и болтов балки соединены с узлами навески киля.
Рис. 2.22. Фонарь пилотов:
/— триплексное обогревное стекло ПО-24 (из комплекта ТСБП-45); 2—верхние органические стекла; 3 — форточка; 4 — рама фонаря; 5 — передние органические стекла; 6— герметик УТ-32; 7 — прижимные стальные ленты; 8— пегли прижимных лент со штырями и гайками
39
Рис. 2.24. Окна пассажирской кабины (продольное сечение):
/ — чаша выреза; 2— прижимное кольцо; - промежуточное кольцо; 4 — наружное кло; 5 — внутреннее стекло; б— штампованная окашовка, 7 — герметик УТ-32
Рис. 2.23. Форточка пилотов:
1— рама форточки; 2— подфонарный лонжерон; 3 — рукоятка открытия и закрытия; 4 — шпангоут № 8: 5 — нижний рельс механизма открытия и закрытия;
6 — верхний рельс механизма; 7 — внутреннее тонкое органическое стекло; 8 — прокладка из органического стекла; 9 — резиновая прокладка; 10 — резиновый профиль; 11—прижимная рамка; 12—герметик УТ-32; 13— внешнее голе гое органическое стекло
Рис. 2.25. Герметизация проемов дверей и люков: /—дверь (крышка люка):
2 — ре 1Н1ЮВЫЙ уплотнитель ный профиль; 3—обшивка:
4 — окантовка проема
Фюзеляж заканчивается хвостовым обтекателем, который изготовлен из материала Д16А-МО-Л0.8. Обтекатель имеет каркас из двух ободков и двух горизонтальных профилей. Обшивка изготовлена из двух половин, соединенных между собой профилем по осп симметрии.
Полы кабин выполнены из отдельных деревянных панелей, которые опираются на каркас пола, образованный балками шпангоутов (в поперечном направлении) и рельсами крепления кресел (в продольном). Для амортизации пола на каждой балке шпангоутов наклеены резиновые ленты толщиной 1,5 лш. Крепятся панели к каркасу с помощью болтов п анкерных гаек. Панели пола изготовлены из двух фанерных листов толщиной 1,2—3,0 мм, между которыми заложен наполнитель из пенопласта ПХВ-1, армированный фанерными ребрами. Обрезы панели окантованы деревянными рейками. Общая толщина панели — 15 мм. Продольные рельсы имеют выфрезерованные гнезда, в которые вставляются выступы кресел с фиксатором-замком.
Полы переднего грузового (багажного) отсека изготовлены из дюралюминиевых листов, а заднего — из прессованной фанеры, обшитой дюралюминиевым листом. Сверху листа установлены металлические рейки, предохраняющие пол от повреждения.
Фонари кабины экипажа и окна пассажирской кабины. Фонари носовой части фюзеляжа служат пилотам для обеспечения необходимого обзора при взлете, в полете, при посадке и рулении.
Фонарь штурмана состоит из застекленной рамы, отлитой из магниевого сплава МЛ5-Т4, и дюралюминиевых лент, прикрепленных к лучам рамы фонаря (рис. 2.21), которые по своему направлению совпадают со стрингерами носовой части фюзеляжа. На рисунке в сечении 40
Вид A
Б—Б показана стыковка фонаря штурмана с носовой частью фюзеляжа по шпангоуту № 2. Остекление фонаря штурмана состоит из формованных органических сгекол, плоского триплексного стекла ШО-15 с пленочным электрообогревом (из комплекта остекления ТСБП-45), установленного в нижней части фонаря. Стекла вставляются в литую раму снаружи и крепятся к раме прижимными лентами и болтами.
Каркас фонаря пилотов представляет собой жесткую раму, сваренную из отштампованных деталей листовой стали ЗОХГСА и дюралюминиевой обшивки, склепанной с рамой. Вырез под фонарь в фюзеляже окантован спереди литой балкой из сплава МЛ5-Т4. Сзади фонарь крепится обшивкой и продольными балками к шпангоуту № 8. Стенки каркаса фонаря с помощью фитингов прикрепляются к шпангоутам
41
и подфонарным лонжеронам. Такое усиление создает надежную конструкцию фонаря, которая в настоящий момент проверена и хорошо отработана.
Остекление фонаря пилотов состоит из органических двойных и одинарных стекол (рис. 2. 22), двух триплексных стекол ПО-24 с пленочным электрообогревом (из комплекта остекления ТСБП-45) и двух форточек. Стекла вставляются изнутри и крепятся посредством прижимных лент.
Все остекление носовой части фюзеляжа герметизируется самовул-канизирующимся пастообразным герметиком УТ-32.
Открывающиеся форточки позволяют пилотам общаться со своего места с наземным персоналом, а в случае необходимости выполняют функции аварийных люков для выхода летчиков. Как видно из рис. 2. 23, форточка состоит нз двойного органического стекла, закрепленного в жестком литом каркасе, на котором смонтирован механизм открытия и закрытия форточки. Форточка при открытии сдвигается с помощью рукоятки назад до упора по верхнему и нижнему направляющим рельсам. При возвращении форточки в гнездо рукоятка проходит через «мертвое положение», обеспечивая тем самым надежное закрытие.
Передние лобовые стекла (см. рис. 2. 22) носовой части — двойные, они обеспечивают высокую степень безопасности. Поскольку наружное стекло толще, то оно является основным, вспринимающим нагрузки от скоростного напора и избыточного давления. Внутреннее стекло — дублирующее. Оба стекла склеены по периметру между собой герметиком УТ-32. В местах склейки проложены прокладки из органического стекла. Внутренняя полость сообщается с кабиной экипажа через штуцер с влагопоглотителем (патрон с силикагелем), что предотвращает запотевание стекол и улучшает тепловую и звуковую изоляцию. В случае разрушения наружного стекла внутреннее обеспечивает достаточную прочность остекления и выдерживает избыточное давление в кабине. Остекление средней части фюзеляжа создает нормальные условия для пребывания пассажиров в самолете, обеспечивая обзор и доступ света в салоны. Остекление состоит из 26 окон диаметром 400 мм в свету и осуществлено с помощью двойных стекол с воздушной прослойкой (полостью), которая сообщается с кабиной через влагопоглотитель. Установка круглых стекол вызвана необходимостью уменьшения концентрации напряжений, возникающих в вырезах под эти окна.
Наружное и внутреннее стекла окна (рис. 2. 24) выполнены из органического материала толщиной соответственно 16 и 5 мм. Между собой они соединены посредством штампованного промежуточного кольца из материала Д16А-Т, установленного на герметике УТ-32. Все вырезы под окна имеют двойное усиление — штампованные окантовку и чашу, чем обеспечивается высокая надежность пассажирской кабины.
Окна установлены также в пассажирской и служебных дверях, в четырех аварийных люках над крылом (по два на борт), по одному в туалетных комнатах (сверху) и в заднем грузовом (багажном) отсеке.
Двери и люки фюзеляжа. На самолете по левому борту расположена входная дверь в пассажирскую кабину н два аварийных выхода, по правому — служебная дверь, два аварийных выхода, багажная дверь заднего грузового отсека. Снизу фюзеляжа размещено по одному входу в первый и второй технические отсеки. Все двери и люки открываются внутрь фюзеляжа, обеспечивая надежную герметизацию кабины путем прижатия дверей и крышек люков к проемам каркаса избыточным давлением. В закрытом положении двери и крышки люков запираются замками. Все замки открываются как изнутри, так и снаружи при помощи ручек, которые снаружи утапливаются в специальные гнезда. Замки входных дверей снаружи запираются ключами, а изнутри — за-42
Рис 2.28. Створки отсека передней ноги:
4 — кронштейны подвески передней створки; 2— кронштейн рычага открытия и закрытия створки; 3—кронштейны подвески задней створки; 4— внутренняя обшивка; 5 — задние -створки; 6 —передние створки; 7 — узел соединения створки с тягой механизма управления створкой
Рис. 2.29 Посадочный щиток:
/ — узел крепления польем инка; 2 — кронштейн подвески щитка; 3 — подъемник; 4 — посадочный щиток; 5 — лонжерон; 6, /2 — нервюры; 7 — втулка-эксцентрик; 8 — болт; 9— эксцентрик;
10 — кольцо; 11 — втулка
щелкой. Наружные ручки этих замков в утопленном состоянии удерживаются шариковыми замками. Замки аварийных выходов имеют на внутренней части крышек стопоры-замки для запирания их изнутри кабины. Перед вылетом стопор устанавливается в положение «Открыто», чем обеспечивается возможность выхода из кабины в случаях аварийной посадки.
Герметизация и звукоизоляция входных дверей, крышек люков и багажных люков достигается установкой в два ряда пустотелых резиновых профилей (рис. 2. 25).
В отличие от входной двери и крышек люков служебная дверь (рис. 2. 26) при открытии откатывается вперед по полету в специальную нишу, а дверь заднего грузоотсека — вверх. Служебная дверь и дверь заднего багажника откатываются при помощи кареток.
Для уравновешивания веса багажной двери предусмотрен механизм (рис. 2. 27) с воздушным цилиндром (давление в цилиндре 90 кГ1см-).
43
Рис. 2.30. Форкпль:
1 — передняя подкилевая балка; 2— стыковая лента; 3—монтажный люк; 4— гидробак основной системы; 5—мембрана; 6 — окна для фары освещения стабилизатора; 7 — люк для регулировки фары
Рис. 2.31. Контейнер парашюта:
а— установка контейнера, б — контейнер; в — замок сброса парашюта; г — замок створок контейнера;
1— переходное звено подвески парашюта (карабин); 2— скоба: 3—намок парашюта; 4—воздушный цилиндр; 5 — кронштейн для установки цилиндра; 6 -- кронштейн: 7 — шпангоут № 64: S—пружина замка; 9 — замок; 10 -- крюк кронштейна; 11— контейнер парашюта; 12 —створки;
13—ухо навески; 14—собачка; 15 — рычаг; 16—тяга; 17 — пружина; 18— крюк
При перемещении багажной двери вверх давление воздуха в цилиндре способствует вращению барабана механизма, который, наматывая трос, закрепленный другим концом за кронштейн багажной двери, облегчает ее подъем. В открытом положении багажная дверь фиксируется стопором, который управляется при закрытии двери ручкой с тросом движением на себя или пластиной «Нажми». Запирается багажная дверь только изнутри с помощью защелки.
44
Об открытом положении дверей и люков сигнализируют лампы с красными светофильтрами «Двери и люки открыты», >;3ащелки закрыты», установленные на верхнем электрощптке пилотов. Электрические цепи сигнальных ламп замыкаются концевыми выключателями. При закрытии замков цепи размыкаются.
Обтекатель антенны локатора, сгворки передней ноги. Ниша, расположенная между шпангоутами № 4 и 7 регерметичной части фюзеляжа, служит для размещения антенны радиолокатора РОЗ-1 и закрывается диэлектрическим ибгека1елем. Он изготовлен из радиопрозрачного материала, пропускающего элемромагиитные волны, излучаемые антенной. Обтекатель состоит из наружной и внутренней стеклотекстолитовых обшивок с сотовым наполнителем между ними. Обтекатель крепится болтами за металлическую окантовку, которой он обрамлен.
Створки передней ноги шасси (рис. 2. 28) служат для закрытия отсека шасси в процессе, полета. Передняя пара створок на земле находится в открытом положении, задняя — в закрытом. Передние створки имеют два кронштейна подвески к фюзеляжу и рычаг открытия и закрытия створок, который при уборке непосредственно связан со стойкой передней ноги. Управление створками осуществляется посредством механизма уборки и выпуска створок, а также их гидроцилиндра.
Задняя стенка отсека шасси выполнена в виде крышки, закрывающей доступ к нише, в которой установлено гидрооборудование- Снизу в отсек возможен доступ через нижний люк, закрытый усиленной крышкой. Крышка укреплена четырьмя шпильками со стопором.
Посадочный щиток, зализы фюзеляжа, форкиль и контейнер тормозного парашюта. Посадочный (тормозной) щиток предназначен отклонением на угол бщ=40° увеличивать крутизну планирования самолета и уменьшать его предпосадочную скорость на глиссаде планирования. Он расположен под фюзеляжем между шпангоутами № 34 и 39 по оси самолета. Щиток (рис. 2. 29) подвешивается на двух кронштейнах, стоящих на заднем лонжероне центроплана, и управляется двумя подъемниками с приводом от электромеханизма МПЗ-18. Подъемники крепятся к кронштейнам, установленным на шпангоуте № 37, и к щитку — двумя узлами с втулками-эксцентриками. Перестановкой втулок-эксцентриков, которые имеют эвольвентные шлицы, добиваются вписываемостп задней кромки щитка в контур его заднего обтекателя. Щиток состоит из набора диафрагм, закрытого обшивкой. Кроме заднего обтекателя, впереди щитка размещен передний. Обтекатели представ-тяют собою надстройки на фюзеляже с плавным внешним контуром. В переднем обтекателе размещены люки для подхода к сливным кранам к крану кольцевания топливной системы.
Зализ крыла с фюзеляжем предназначен для образования плавных переходов по стыку крыла с фюзеляжем, что очень важно для улучшения аэродинамических качеств самолета в целом. Зализ делится на носовой, средний и хвостовой. Носовой зализ —- несъемный, подкреплен мембранами, в нижней части имеет люк, предназначенный для подхода к узлам управления элеронами. Средний зализ состоит из съемной и несъемной частей. Съемная часть обеспечивает подход к болтам стыка средней части крыла с центропланом. Хвостовой зализ — несъемный. В нижней части зализа выполнены люки, закрываемые крышками, для доступа к магистралям гидравлической, воздушной и топливной систем. '
Форкиль (рис 2.30) образует плавный переход от носка киля к фюзеляжу. Он состоит из мембран, стрингеров, обшивки и крепится к фюзеляжу болтами по нижнему контуру обшивки. В форкиле размещены гидробак, трубопровод обогрева носка киля и фары освещения стабилизатора. В форкиле выполнено девять люков для монтажа гид
45
Панель АЗС лебая +УУА(/Л7,:
Шина питания\ шп икхумуля-^ъ г.
тора К JA
Рис. 2.32. Принципиальная схема управления тормозным парашютом:
/ — лампы СЛМ-61 (зеленые) сигнализации выпуска тормозного парашюта; 2 — кнопки 5КС выпуска тормозного парашюта; 3 — кнопки 5КС сброса тормозного парашюта; 4 — реле ТКЕ-52ПД управления тормозным парашютом; 5 — концевой выключатель ДП-702 блокировки сброса тормозного парашюта; 6 — электропневмоклапан ЭК-69 выпуска тормозного парашюта; 7 — электропневмоклапан ЭК-69 сброса тормозного парашюта
робака, заливки его гидросмесью и контроля ее уровня, а также для монтажа трубопроводов и приборов освещения. Передняя часть форкиля выполнена съемной, чем обеспечивается подход к стыку мембран форкиля с угольниками шпангоутов № 48 и 49. Стык форкиля с лобо-виком киля закрывается съемной лентой.
Контейнер парашюта (рис. 2. 31) расположен снизу фюзеляжа по оси самолета между шпангоутами № 62 и 64 Он предназначен для размещения тормозного парашюта, используемого для торможения при плохом состоянии ВПП, а также при экстренном торможении. Контейнер выполнен в виде короба, закрытого снизу створками, удерживаемых с помощью механического замка. Контейнер крепится к фюзеляжу в четырех точках: в задней части подвешивается при помощи крюков, в передней — быстросъемными шпильками. Для укладки парашюта в контейнер последний снимается с самолета.
Выпуск парашюта производится открытием створок при помощи пневмопривода (воздушных цилиндров со штоками), которые воздействуют на их замок.
Сброс парашюта выполняется открытием замка парашюта при помощи второго аналогичного пневмопривода.
Выпуск и сброс парашюта производятся нажатием соответствующих кнопок в кабине пилотов (рис. 2. 32). Сброс парашюта сигнализируется при замыкании концевым выключателем ДП-702 цепи сигнальных ламп СЛМ-61 с зеленым светофильтром, установленных на приборных досках левого и правого пилотов. При нажатии кнопок выпуска и сброса замыкаются цепи питания соответствующих электропневмоклапанов ЭК-69, которые управляют воздушными цилиндрами. В случае самопроизвольного выпуска парашюта предусмотрен его нормальный автоматический сброс посредством замыкания цепи сброса концевым выключателем ДП-702 при открытии створок. Система выпуска и сброса тормозного парашюта самолета Ту-134 отличается от аналогичных систем самолетов Ту-104 и Ту-124 отсутствием пиропатронов. Применение пневмоприводов и изменение конструкции замков повысило эксплуатационную надежность работы системы.
46
КРЫЛО
Основное назначение крыла — создавать подъемную силу в полете. Оно также обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета; на крыле подвешены элероны, органы механизации, главные ноги шасси, а его внутренний объем является емкостью для топлива.
Крыло (рис. 2.33) самолета Ту-134 — свободнонесущее, кессонной конструкции со стреловидностью 35° по линии l/t хорды и чистой аэродинамической поверхностью. Кессонное крыло в отличие от других конструктивных схем (лонжеронные, моноблочные) обеспечивает эффективное использование обшивки со стрингерным набором в работе крыла на изгиб. Элементы конструкции крыла, воспринимающие нормальные напряжения на изгиб, расположены на значительной части контура профиля и на большом удалении от нейтральной оси, поэтому материал используется наиболее рационально и вес крыла удается уменьшить. В стреловидном крыле происходит перераспределение нагрузок путем увеличения нагрузки на задние элементы (стрингеры, обшивку, задний лонжерон) и уменьшения ее на передние. Это связано с различной длиной задних и передних силовых элементов. Усилия в верхней и нижней панелях от изгибающего момента в плоскости излома раскладываются на составляющие, которые направлены вдоль продольных элементов и обшивки внутри фюзеляжа и в плоскости бортовой нервюры. Это и обусловливает установку мощной бортовой нервюры, которая нагружается распределенными силами от излома стрингеров в плане. Передача поперечных сил происходит по переднему и заднему лонжеронам на борт фюзеляжа в месте их излома. Передача крутящего момента происходит через разъемную нервюру по борту фюзеляжа, и передний лонжерон.
Для улучшения продольной устойчивости крыло имеет аэродинамическую и геометрическую крутку. Аэродинамическая крутка крыла заключается в том, что сечение крыла постепенно закручено относительно корневого с угла установки +1° до —1°55' в конце крыла. В этом случае изменяется распределение подъемной силы по размаху в сторону
20 16
Рис. 2.33. Схема крыла:
I— центроплан; II— средняя часть крыла (СЧК); III — отъемная часть крыла (ОЧК); /, 3 — соединительные ленты носков; 2—-съемные носки; 4— аэродинамические ребра; 5 — концевой обтекатель; 6 — хвостовая часть крыла; 7 — внешний отсек элерона; 8 — флетнер элерона; 9 — внутренний отсек элерона; 10 — трнммер-флетнер; И— внешний закрылок; 12 — интерцептор; 13—гондола ноги шасси; 14— внутренний закрылок; 15, 16 — шторки; 17— передний лонжерон центроплана; 13 — верхняя панель центроплана; 19— задний лонжерон центроплана; 20—нижняя панель центроплана
47
Рис. 2.34. Центроплан:
/ — передний лонжерон; 2— верхняя панель; 3 — задний лонжерон; 4— осевая нервюра; 5—про межуточная нервюра; 6 — разъемная нервюра; 7 — съемная нижняя панель; 8 — гермоканалы
большого нагружения корневой части крыла и разгрузки концевой части. Поэтому несущ У концевых профилей остается постоянным и крыло в полете может достигать больших углов атаки, прежде чем на концах крыла начнется срыв потока.
Геометрическая крутка заключается в наборе крыла из неоднотипных профилей: менее несущих в корне крыла и более несущих в конце. Установкой на конце крыла более несущих профилей (с большей выпуклостью средней линии и с более сдвинутой назад максимальной толщиной) достигнуто увеличение их су несущ, а следовательно, и увеличение угла атаки крыла, при котором Умести становится равным си несущ, т. е. увеличиваются углы атаки крыла, при которых появляется срыв потока на его концах.
Крыло на верхней поверхности имеет четыре аэродинамические перегородки (по две на полукрыло), что улучшает характеристики продольной устойчивости самолета. Они делят крыло на отдельные участки п в полете создают сходящие с крыла вихри, с которыми стекает пограничный слой, перемещающийся на данном участке вдоль размаха крыла. Вместе с тем перегородки устраняют накопление больших масс пограничного слоя на концевых участках крыла и улучшают распределение подъемной силы по его размаху, вследствие чего зона срыва смещается на среднюю и даже корневую часть.
Поперечное V установки крыла, способствующее путевой и поперечной устойчивости и управляемости самолета, составляет: до нервюры №15 — минус 1°30', а далее — минус 0°33'.
Для удобства сборки крыло разделено на пять технологических частей: центроплан, две средние части крыла (СЧК) и две отъемные части крыла (ОЧК).
Центроплан (рис. 2.34) представляет собой двухлонжеронный кессон с работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами. Он состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей (продольный набор), осевой, двух промежуточных и двух разъемных нервюр (поперечный набор). Нервюры делят центроплан на четыре отсека. 48
Рис. 2.35. Соединение центроплана с фюзеляжем и средней частью крыла:
1— стыковая стойка; 2 — фитинги переднего лонжерона крыла; 3, 10—фитинги; 4— передний лонжерон центроплана; 5—уголковый профиль; б —шпангоут № 28; 7—верхняя панель центре плана; 8 —уголковый профиль стыковки центроплана с фюзеляжем; 9— шпангоут № 34; 11— профиль разъема верхней панели центроплана; 12— профиль разъема верхней панели крыла;
13 — задний лонжерон крыла, 14 — обшивка фюзеляжа; /5—передний лонжерон крыла; 16 — разъемная нервюра центроплана; 17 — гайка стыкового болта, 18— стыковой болт; /9 —профиль разъема нижней панели центроплана; 20 — профиль разъема нижней панели крыча
В двух крайних проходят тяги управления самолетом, магистрали гидрооборудования и гермоканалы, предназначенные для проводок системы управления электро- и радиооборудования. Два центральных отсека могут быть использованы для установки мягких топливных баков. На участке, находящемся внутри фюзеляжа, верхняя панель и лонжероны центроплана выполнены герметичными, нижняя панель негерметичная.
Верхняя панель состоит из трех технологических панелей, образованных обшивкой, стрингерами и профилями разъема. Обшивка панели выполнена из листового материала В95 методом химического фрезерования. Профили разъема изготовлены из материала Д16Т п имеют колодцы с горизонтально расположенными отверстиями для установки стыковочных болтов, к профилям разъема крепятся обшивка, разъемные нервюры и стрингеры. Стрингеры участвуют в работе крыла на изгиб, подкрепляют обшивку при ее работе на сжатие и поддерживают нервюры, препятствуя их изгибу в поперечном направлении.
Нижняя панель центроплана по конструкции аналогична верхней панели, но имеет люк доступа в отсеки центроплана, который закрывается съемной панелью.
49
5
Рис. 2.36. Средняя часть крыла:
/, 4— носки крыла; 2—перекрывиая лента; 3, 5—съемные панели; 6 — а эрод инам ичес кис-ребра; 7 — интерцептор; 8 — шторка внешнего закрылка; 9 — внешний закрылок; 10 — внутренний закрылок; 11— шторка внутреннего закрылка; 12— хвостовая часть крыла; 13— узел навески шасси; 14 — верхняя панель
Рис. 2.37. Отъемная часть крыла:
1— носок; 2—верхняя съемная панель; 3— концевой обтекатель; 4 — внешняя секции элерона; 5 — флегнер элерона; 6 — внутренняя секция элерона; 7 — триммер-флетиер; 3 — верхняя несъемная панель; 9 — хвостовая часть
Лонжероны (передний и задний) — балочного типа, однотипны по конструкции, состоят из верхних и нижних поясов и стенок, подкрепленных стойками. Пояса лонжеронов воспринимают изгибные нагрузки. Они изготовлены из материала Д16Т. Стенки соединены с поясами лонжеронов и участвуют в работе крыла на кручение, воспринимают усилия на изгиб. Стойки служат для покрепления стенок и крепления нервюр.
Разъемные нервюры замыкают центропчан по размаху. Опп изготовлены из стенок переменной толщины, подкрепленных стойками. Толщина стенки увеличивается к заднему лонжерону, поэтому конструкция нервюры равнопрочна. В стенке имеются вырезы под трубы топливной системы. Разъемные нервюры нагружены средними и отъемными частями крыла и перераспределяют усилия от нагрузок на крыло на элементы центроплана.
50
Осевая и промежуточные нервюры образуются стенками и поясами (верхними и нижними). Эти нервюры воспринимают усилия от избыточного давления на верхнюю панель в гермокабине.
Гермоканалы центроплана выполнены в виде труб, которые крепятся к стенкам лонжеронов и промежуточным нервюрам. Для удобства монтажных работ в каждом канале имеется шесть лючков, закрываемых крышками. Гермоканалы для тросов управления аналогичны, но не имеют лючков.
Стыки центроплана со средними частями крыла (рис. 2. 35) осуществляются по контурам разъемных нервюр и выполнены болтами из стали 40ХНМА. Стыки закрываются зализами. Соединение центроплана с фюзеляжем по контуру верхней панели осуществляется уголковыми профилями, по контуру нижней панели — профилями и фитингами. Передний и задний лонжероны связаны при помощи фитингов по шпангоутам № 28 и 34 фюзеляжа.
Средние и отъемные части (рис. 2.36 и 2.37) стыкуются по нервюре № 15 между собой и крепятся к центроплану. По конструкции они представляют собой силовые кессоны, образованные верхними и нижними панелями, задними и передними лонжеронами, внутри которых помещен набор из 25 нервюр, придающих форму крылу и обеспечивающих необходимую ему жесткость.
К передним лонжеронам крепятся обогревные носки, а к заднему — •съемные и несъемные хвостовые части крыла.
К заднему лонжерону и хвостовой части крыла крепятся закрылок (внутренний и внешний) с винтовыми подъемниками, трансмиссией и монорельсами, подвижные шторки закрылков, интерцепторы с гидроподъемниками и элероны.
К средней части крыла крепится главная нога шасси с гондолой. Для подъема самолета домкратами на переднем лонжероне снизу у нервюры № 7 установлен съемный узел со сферической чашкой, закрытый съемным обтекателем шасси.
Лонжероны крыла — балочного типа, по конструкции аналогичны лонжеронам центроплана, имеют переменную высоту по размаху. Для обеспечения равнопрочности конструкции стенки и пояса лонжеронов сделаны переменного сечения. На заднем лонжероне по нервюрам № 10, 12, 14, 16, 18, 22 и 24 установлены кронштейны крепления: рельсов закрылков, подъемников внешнего закрылка, качалок системы управления интерцептором, гидроцилиндров управления интерцептором, шторок внешнего закрылка, пружин шторок, петель навески интерцептора, главной ноги, элерона, электромеханизма триммера-флетнера, тяги управления флетнером, качалки системы управления элероном. Все кронштейны изготовлены из сплава АК-8. У нервюр № 15 и 19 выполнены вырезы для слива избытка герметика при герметизации и установки гермокожухов для прохода тяг управления. На переднем лонжероне установлены кронштейны крепления оборудования топливной системы и кронштейны системы управления элеронами.
Панели крыла являются силовыми. Они образуют верхнюю и нижнюю поверхности кессона, которые воспринимают крутящие и изгибающие моменты. Верхняя поверхность крыла образована шестью технологическими и тремя съемными панелями. Съемные панели предназначены для доступа внутрь кессона при сборке крыла. Нижняя поверхность кессона образована четырьмя технологическими панелями. Панели состоят из обшивки и стрингеров. Стрингеры— двутаврового сечения, расположены параллельно заднему лонжерону и к концу размаха их сечение уменьшается. Листы верхних панелей выполнены из материала В95А-ТНВ, устойчивого к сжимающим нагрузкам, нижних — из Д16А-ТВ, имеющего высокий предел прочности на разрыв. Толщина «обшивки меняется ступенчато, что достигается химическим фрезерова-
51
нием. Обшивка панели крепится к стрингерам заклепками, к поясам лонжеронов — болтами с легкопрессовой посадкой и заклепками, а к профилям разъема — только болтами.
Нервюры средней и отъемной частей крыла, за исключением герметических стенок у нервюр № 1, 9 и 15, — балочной конструкции, состоят из верхних и нижних поясов и стенок, подкрепленных стойками. Все нервюры, кроме нервюр № 1 и 25, установлены перпендикулярно заднему' лонжерону. Нервюры № 1 и 25 расположены параллельно продольной оси самолета. Силовыми являются нервюры № 1, 7, 8, 9 и 15 (ОЧК).
Нервюра № 1 воспринимает часть усилий от стыка с центропланом и нагрузки от давления топлива в кессон-баке. На стенке нервюры выполнены отверстия для прохода трубопроводов топливной системы и технологические люки.
Нервюры № 7, 8, 9 нагружены усилиями от узлов крепления основных ног шасси и от их гондол. Задние части нервюр № 8 и 9 воспринимают усилия от амортизационной стойки шасси и узла подвески ноги шасси, передняя часть нервюры № 7 воспринимает усилия от подъемника главной ноги шасси. Нервюра № 9 выполнена герметической, разделяет среднюю часть крыла на два кессон-бака I и II и имеет четыре отверстия для прохода труб топливной системы.
Нервюра № 15 (ОЧ1\) является разъемной, воспринимает часть усилий от стыка двух частей крыла и веса топлива. На стенках нервюры установлены фланцы для соединения трубопроводов дренажной системы и перекачки топлива, а также выполнен технологический люк.
Таким образом, силовые нервюры воспринимают сосредоточенные нагрузки, передаваемые на крыло от закрепленных на них главных ног шасси и их гондол, а также нагрузки от веса топлива.
Внутренние полости СЧК и ОЧК представляют собой герметический объем, образованный лонжеронами, гермостенками у нервюр № 1 и 25 и разделенный на три отсека (кессон-баки) герметическими стенками у нервюр № 9 и 15. Кессон-баки герметизированы специальными само-вулканизирующимися герметиками на основе жидких тиоколов У-ЗОМЭС и УТ-32, что позволило заливать топливо непосредственно в кессон-баки, т. е. избавиться от необходимости устанавливать мягкие резиновые баки. Для герметизации кессон-баков осуществлены три линии герметизации: внутришовная — нанесением пастообразного герметика У-ЗОМЭС на поверхность всех сопрягающихся деталей; внешовная — прокладкой жгутов в углах сопрягающихся деталей и кистевая — промазкой болтовых и заклепочных швов изнутри кессона герметиком УТ-32; поверхностная, выполненная жидким герметиком УТ-32 путем двукратного полива. Герметизация достигнута также применением двухрядных заклепочных швов и выноса всех монтажей за пределы кессон-баков.
Носки средней и отъемной частей крыла съемные, состоят из трех основных частей и трех соединительных лент, установленных по нервюрам № 1, 9 и 15. Носки — несиловые, служат для образования профиля крыла. Нагрузки, возникающие на носках от аэродинамических сил, передаются на кессон крыла. Для предотвращения льдообразования носки обогреваются горячим воздухом, поступающим от компрессоров двигателей. Конструктивно все носки выполнены одинаково и состоят из обшивки, внутреннего гофра, продольной балки и поперечного набора диафрагм. Гофр по размаху — разрезной, состоит из двух панелей, предназначенных для равномерного обогрева обшивки носков крыла. IГродольной балкой носок по размаху разделен на две полости-камеры. Горячий воздух (см. рис. 10.2) подводится в камеру А и через зазоры гофра выходит в камеру Б, а затем через щели (жабры) концевого об-52
текателя ОЧК — в атмосферу. Камеры герметизируются уплотнительной лентой УССЛ.
Хвостовая часть СЧК расположена за задним лонжероном и состоит из двух частей: внутренней и внешней. Она предназначена для выравнивания контура крыла в местах установки закрылков — закрывает образовавшиеся сверху крыла щели. Внутренняя хвостовая часть — несъемная, расположена между бортом фюзеляжа и гондолой шасси. Она состоит из продольной балки, верхней и нижней обшивок, набора поперечных диафрагм и хвостовой части за балкой. На продольной балке, установленной под прямым углом к плоскости разъема и закрепленной на заднем лонжероне между нервюрами № 6 и 7, имеются кронштейны для крепления пружин шторок, винтового подъемника и рельса подвески внутреннего закрылка. На нижней обшивке хвостовой части установлен профиль, к которому крепятся кронштейны подвески шторок. Внешняя хвостовая часть, которая является продолжением внутренней за гондолой шасси до интерцептора, расположена между гондолой и нервюрой № 15. Она состоит из верхней и нижней обшивок, двух диафрагм и законцовочного профиля. Обшивка перед интерцептором является продолжением технологической панели крыла.
Хвостовая часть ОЧК — несъемная, состоит из верхней и нижней обшивок, предэлеронной зашивки, диафрагм и окантовочных профилей. Она предназначена для размещения элементов управления элеронами и перекрывает щели между задним лонжероном крыла и разрезным элероном.
Таким образом, хвостовая часть крыла улучшает аэродинамические характеристики крыла и расширяет конструктивные возможности по компоновке и размещению отдельных элементов конструкции крыла.
Закрылок самолета — двухщелевого типа, предназначен для улучшения его взлетно-посадочных характеристик. Выпуск закрылков на взлете уменьшает длину разбега, скорость отрыва и взлетную дистанцию, а выпуск закрылков при посадке уменьшает посадочную скорость, длину пробега и посадочную дистанцию. При выпуске закрылков увеличивается кривизна профиля крыла, что вызывает увеличение коэффициентов подъемной силы су и лобового сопротивления сх крыла.
Как известно, величина подъемной силы определяется по формуле
У = су X,
где р — плотность воздуха, кГ-сек21м\
V — скорость, м/сек;
S — площадь крыла, м2.
Из этой формулы видно, что при увеличении коэффициента су для создания необходимой подъемной силы потребуется меньшая скорость, т. е. при отклонении закрылков будут меньше скорости отрыва и посадки. Увеличение коэффициента лобового сопротивления сх крайне нежелательно на взлете (и в полете), так как это замедляет набор необходимой скорости для взлета. Поэтому при взлете закрылки отклоняются на значительно меньший угол, чем при посадке.
При посадке увеличение су и сх необходимо, гак как при этом можно увеличить угол планирования самолета без увеличения его скорости, а следовательно, уменьшить посадочную дистанцию. Увеличить же су и сх можно большим отклонением закрылков на посадке.
Для получения достаточного приращения подъемной силы на взлете при минимальном сопротивлении на самолете Ту-134 необходимо смещение закрылков до 20°. При этом закрылок смещается назад на большую часть своего хода, а отклоняется на сравнительно небольшой взлетный угол и на отрыве при угле атаки крыла а()Т1,=9° коэффициент подъемной силы равен суотр=1, 18, а аэродинамическое качество К =12.
53
6
Рис 2.38. Внутренний закрылок:
— ловители; 2— каретки; 3 — дефлектор; 4— носок; 5 — верхняя панель; 6 — нервюра; 7 тиковая опора; 8— кронштейн крепления каретки; 9 — профилированный кулачок
ро-
Рис. 2.39, Внешний закрылок:
— герхняя панель; 2— стенка крепления роликовой опоры; 3— роликовая опора; 4—нижняя шнель, 5 — нервюра: 6 — лонжерон закрылка; 7 — диафрагма носка; 8 — носок закрылка; 9— дефлектор; 10 — профилированный кулачок; // — диафрагма дефлектора; /2 —лонжерон дефлек ора; /?—носок дефлектора; 14— каретки; 15— кронштейн крепления каретки; 16- вильчатый шкворень
При посадке закрылки выдвигаются дополнительно на небольшое расстояние, а отклоняются на угол 6Э—38°. Сравнительно низкое аэродинамическое качество при отклонении закрылков на угол 63 = 38° позволяет иметь крутую траекторию предпосадочного планирования.
Установка двухщелевых закрылков обеспечила при значительном изменении кривизны профиля крыла из-за отклонения закрылков его устойчивое обтекание набегающим потоком воздуха, без значительных срывов потока. Вторая щель закрылка образуется установкой дефлектора на носовой части закрылка. Закрылок разделен гондолой шасси на внутренний и внешний.
Внутренний закрылок (рис. 2. 38) подвешен на двух направляющих рельсах с помощью двух кареток между бортом фюзеляжа и гондолой шасси. Конструктивно внутренние закрылки выполнены аналогично внешним. Внешний закрылок расположен (см. рис. 2. 33) за задним лонжероном между шпангоутами № 10 и 15. Закрылок подвешен на трех направляющих рельсах посредством трех кареток. Закрылки смещаются с помощью винтовых подъемников, связанных одной трансмиссией. Подъемники приводятся во вращательное движение электромеханизмом МПЗ-18-А5.
Внешний закрылок (рис. 2.39) представляет собой клепаную конструкцию, состоящую из лонжерона, верхней и нижней панелей, нос ка и дефлектора. Лонжерон балочной конструкции воспринимает усилия от изгиба Он состоит из стенки, двух поясов и подкрепляющих стоек. Па лонжероне установлены кронштейны из сплава AVI5-T4, которые окантовывают вырезы под рельсы и подъемники и служат для крепления кареток и вильчатых шкворней. Панели состоят из обшивки и полунервюр, двух стрингеров на каждой панели. На нервюрах закрылка в местах прохождения рельсов установлены регулируемые роликовые опоры, предназначенные для устранения вибрации закрылка в полете.
Дефлектор закрылка состоит из носка, лонжерона, диафрагм, верхней и нижней обшивок. Прикреплен дефлектор к закрылку с помощью диафрагм-пилонов.
На каждой средней части крыла установлено пять (см. рис. 2.36) шарнирно закрепленных шторок, удерживаемых при выпущенных закрылках мощными пружинами. Шторки при убранном положении закрывают щели между задним лонжероном, носками дефлектора и закрылков, вписываясь в нижний контур крыла. При выпущенном положении закрылков шторки закрывают задний лонжерон и направляют воздух в щели закрылка. Отклонение шторок ограничивается регулируемыми упорами, которые установлены на кронштейнах навески шторок. Отклоняются шторки с помощью профилированных кулачков (дорожек) на закрылках, которые захватывают ролики державок, установленные на штоках, и отжимают их вниз по мере перемещения закрылка вперед (уборки). Каждая шторка представляет собой панель, отлитую из магниевого сплава МЛ5-Т4.
Интерцептор (рис. 2.40) предназначен для торможения самолета при его пробеге и представляет собой щиток, отклоняющийся вверх на угол 52°±30'. Интерцептор шарнирно подвешен к внешней хвостовой части крыла с помощью петель. Он состоит из верхней и нижней обшивок, лонжерона со стойками, нервюр, законцовочного профиля, петель подвески, кронштейнов подвески и управления. Открытие и закрытие интерцептора производится гидроцилиндром, связанным с интерцептором системой тяг и качалок. Гидроцилиндр управляется с помощью электромагнитного гидравлического крана ГА-163 при нажатии пилотом переключателя ППНГ-15К и кнопки 204-КС.
Гондолы шасси (рис. 2.41) служат для размещения в убранном положении главных ног шасси. Передняя часть гондолы заходит на верхнюю и нижнюю панели кессона крыла. Ось гондолы наклонена вверх на
Э5
Рис. 2.41. Гондола шасси:
1— съемный носок; 2 — лючок для подхода к опорному кронштейну под домкрат; 3— шпангоут № 2; 4 — лонжероны; 5 — верхняя съемная панель; 6 — люк для подхода к топливным насосам; 7— балки; 8— шпангоут № 10; 9 — стрингеры; 10 — узлы подвески задних створок; // — шпангоут
14: 12— задний обтекатель; 13— бортовой угольник; 14 — узел крепления подкоса для рельса закрылка; 15 — вырез под фару; 16 — кронштейны крепления щитка к подкосу-цилиндру; 17 — передний шиток: 18— средние створки; 19— кронштейн с шарнирной вилкой; 20—кронштейны подвески створки; 21 — задние створки; 22— кронштейны подвески створки; 23— внутренняя обшивка; 24 — наружная обшивка; 25 — лючок для подхода к замковым тягам
Рис. 2.42. Стыковка средней части с отъемной частью крыла:
/ — профиль разъема верхней панели СЧК; 2, 8, 13, /5 — стыковые болты; 3, 7, 16, 18 — гайкн стыковых бичтов; 4— профи пь разъема верхней панели ОЧК; 5 — соединительная лента носков: 6— стыковая стойка переднего лонжерона СЧК; 9 — стыковая стойка переднего лонжерона ОЧК; 10 — стенка переднего лонжерона ОЧК; // — стенка переднего лонжерона СЧК; 12— лента; 14 — стыковая стойка заднего лонжерона ОЧК; 15—стыковая стойка заднего лонжерона СЧК; 17— профиль разъема нижней панели ОЧК: 20— профиль разъема нижней панели СЧК
угол 3° относительно строительной горизонтали фюзеляжа. По шпангоуту № 8 гондола имеет технологический стык, которым она условно делится на крыльевую и хвостовую части. Поперечное сечение гондолы шасси имеет форму прямоугольника с закругленными углами, которая в хвостовой части переходит в круглую. Низ гондолы имеет вырез, закрываемый передним щитком, средними и задними створками. Каркас гондолы набран из продольного (лонжероны, балки и стрингеры) и поперечного (шпангоуты) набора и обшивки. Хвостовая часть гондолы стыкуется по шпангоуту № 8. Вверху крыльевой части гондолы расположена съемная панель с люком, предназначенным для подхода к топливным насосам ЭЦН-91 и сигнализаторам СДУ2/\-0,18. Нижний носок гондолы — съемный, на нем размещен люк для подхода к опорному кронштейну под подъемник самолета. На внутреннем борту выполнен вырез для установки посадочно-рулежной фары ПРФ-4. Передний щиток жестко закрепляется на подъемнике ноги шасси, остальные створки подвешены шарнирно и управляются посредством тяг с карданами на амортизационной стойке и механизма створок. Стык гондолы с крылом осуществлен с помощью силовой балки, связанной с СЧК, и бортовых угольников. Передняя нижняя часть гондолы закрывает узлы подвески главной ноги шасси. Узлы подвески амортизационных стоек установлены на нижней панели крыла и соединены по заднему лонжерону с нервюрами № 8 и 9. Узел подвески подъемника ноги шасси соединен по переднему лонжерону с нервюрой № 7 и по середине нижней панели с нервюрой № 8. Кронштейны узлов подвески ног шасси крепятся болтами. Заканчивается гондола обтекателем со статическим разрядником..
Соединение СЧК с ОЧК (рис. 2.42) аналогично соединению СЧК с центропланом. Силовые болты, установленные по контуру сечения кессона крыла, обеспечивают надежную работу конструкции крыла. По всем стыкам болты соединений затягиваются тарированными ключами. Места стыка закрываются перекрывной лентой, прикрепленной винтами к профилям разъема.
Элерон крыла (см. рис. 2.37) состоит из двух отсеков — внутреннего п внешнего. Такая разбивка обеспечивает эксплуатационную технологичность, позволяя за короткий промежуток времени производить демонтаж и монтаж элеронов. Внутренний отсек расположен между нервюрами № 15 и 19, внешний — между нервюрами № 19 и концевым обтекателем. Отсеки закреплены шарнирно: внутренний — на двух кронштейнах, внешний — на трех, которые установлены на заднем лонжероне ОЧК. Отклоняются элероны с помощью двух качалок, установленных между нервюрами № 17 и 18, и № 19 и 20. На внутреннем отсеке элерона установлен триммер-флетнер, на внешнем — флетнер Они облегчают пилоту управление элеронами, снимая усилия со штурвала. Для доступа к узлам навески элерона на нижней обшивке выполнены люки. Каждый отсек элерона (рис. 2. 43) состоит из лонжерона, нервюр, панелей и съемного носка. Лонжероны и нервюры аналогичны ранее описанным конструкциям. В съемном носке элерона на продольной балочке установлены литые стальные балансировочные грузы, обеспечивающие весовую балансировку, которая предотвращает возникновение самоколебаний крыла.
Триммер-флетнер — цельнометатлический, клепаной конструкции с весовой компенсацией, к элерону он подвешивается шарнирно на трех кронштейнах с подшипниками. Триммер-флетнер состоит из лонжерона швеллерного сечения, нервюр, химически фрезерованной о(э-шивки и съемного носка с балансировочными грузами.
Флетнер по конструкции аналогичен триммеру-флетнеру, подвешивается так же,, как триммер-флетнер. Для подхода к узлам крепления обе конструкции имеют лючки.
57
Рис. 2.43. Элерон (внутренний отсек) :
! - верхняя панель; 2 — полунервюра верхней панели, 3 — полунервюра нижней панели; 4. 11— торцовые нервюры; 5 — лонжерон элерона; 6 — кронштейн навески элерона; 7— кронштейн крепления качалки управления триммером; 8 — съемный носок; 9— съемная часть обшивки носка элерона; 10— кронштейн навескн и управления элероном; /2—нижняя панель: 13, 20 — профили — ножи; 14 — кронштейн подвески триммера-флетиера; 15 — съемный обтекатель; 16 — грмммер-флетнер; /7 —нервюра; 18 — рычаг управления ’триммерам флетиером; 19 — съемный носок триммера-флетнера; 21 — монтажный лючок; 22 — %шки крепления рычага управления элероном; 23 — рычаг (поводок) управления элероном; 24 — штырь (палец)
Рнс. 2.44. Концевой обтекатель крыла:
/—стек то бортового аэронавигационного огня; 2 — щели (жабры); 3 — обшивки; 4 — диафрагма; 5 — концевая заделка; 6 — электростатический разрядник; 7 — продольная нервюра; 8 — подкрепляющие профили; 9 — монтажные лючки
Концевой обтекатель (рис. 2.44) — съемный, крепится к нервюре № 25 винтами. Он состоит из обшивки, диафрагм и нервюры. В обшивке имеются две щели для сброса воздуха, обогревающего носок крыла. На концевом обтекателе установлены: огонь БАНО-57, который закрыт быстросъемным колпаком из органического стекла, и рычаг противопожарной системы, закрытый обтекателем. На задней кромке обтекателя помещен электростатический разрядник.
58
ОПЕРЕНИЕ
К оперению самолета относятся горизонтальное оперение, состоящее из переставляемого стабилизатора и руля высоты, и вертикальное, состоящее из неподвижной поверхности — киля и подвижной — руля направления. Предназначено оперение для обеспечения устойчивости и управляемости самолета относительно трех осей (х, у, z).
Под устойчивостью и управляемостью подразумевается способноегь самолета сохранять заданный режим, отвечать на перемещение рулей перемещением в пространстве и возвращаться в заданный режим, если самолет выведен из него каким-либо внешним возмущением. Существуют три вида устойчивости и управляемости: продольная (относительно оси z), путевая (относительно оси у), поперечная (относительно осп х), которые обеспечиваются соответственно горизонтальным оперением и рулем высоты, вертикальным оперением и рулем направления, поперечным V и элеронами.
Эффективная управляемость и устойчивость на всех режимах достигается взаимным расположением горизонтального и вертикального оперения, а также определенным размещением горизонтального оперения по высоте и длине самолета. По длине горизонтальное оперение следует располагать так, чтобы обеспечить нужные плечи Zr.o и ZB.o аэродинамических сил, действующих на оперение, относительно центра тяжести самолета, а по высоте так, чтобы избежать спутной струи, сходящей с крыла на больших углах атаки. Установка хвостового оперения Т-образной схемы полностью удовлетворяет этим требованиям. Эта схема позволила также получить линейное протекание характеристик продольной устойчивости до весьма больших значений су, внесла эффект «концевой шайбы», повысив эффективное удлинение киля Последнее позволило уменьшить площадь вертикального оперения.
Хвостовое оперение (рис. 2.45) самолета Ту-134 — стреловидное с симметричным профилем дужки как горизонтального, так и вертикального оперения. Стабилизатор — управляемый, с углом отклонения на режимах взлета и посадки —1°30' по У.П.С. (относительно С.Г.Ф —3°). Рули высоты и направления имеют осевую компенсацию и весовую балансировку, которые уменьшают усилия на штурвалах и предупреждают самоколебания оперения. На руле высоты имеется триммер, а на руле направления — триммер-флетнер.
Вертикальное оперение (рис. 2.46) состоит из киля и руля направле-ння. Киль крепится к фюзеляжу по шпангоутам № 55 и 60. Он состоит из двух лонжеронов (переднего и заднего), силовых и промежуточных
Рис. 2.45. Оперение самолета:
1 — форкиль; 2 — носки киля; 3 — концевой обтекатель киля; 4 — носки стабилизатора; 5—концевые обтекатели стабилизатора; 6 — стабилизатор; 7 —руль высоты; 8 — триммер руля высоты; S — руль направления; 10— триммер руля направления; 11 — киль
59
9
Рис. 2.46. Вертикальное оперение:
/ — нижний отсек носка киля; 2— средний отсек носка; 3 — верхний отсек носка: 4— передний лонжерон; 5 — носовая часть концевого обтекателя киля; 6 — фитинги крепления качалки управления стабилизатором; 7 — средняя часть концевого обтекателя киля; 8— фитинги крепления стабилизатора; 9— хвостовая часть концевого обтекателя; 10— торцовая нервюра; 11— задний лонжерон; /2, 20 — панели; 13— силовая нервюра; 14— промежуточная нервюра; 15 — руль направления; 16 — триммер руля направления; 17 — хвостовая часть киля; 18 — опорный кронштейн руля направления; 19 — стыковые фитинги; 21 — опорная нервюра
22 — воздухозаборник ВВР
нервюр, двух панелей, съемного носка, концевого обтекателя и хвостовой части.
Лонжероны по конструкции подобны между собой, балочного типа и аналогичны ранее описанным лонжеронам. У корневой и верхней частей лонжеронов установлены штампованные стальные (сталь ЗОХГСА) стыковые фитинги, посредством которых киль соединяется с фюзеляжем и стабилизатором.
Опорная и торцовая нервюры соединяют между собой соответственно корневые и верхние части лонжеронов. Нервюры аналогичны по конструкции. Межлонжеронный набор состоит из двух силовых нервюр № 10 и 15, на которых размещены узлы навески руля высоты, п нервюр, расположенных перпендикулярно заднему лонжерону.
Панели киля конструктивно одинаковы, исключая то, что на правой панели установлена съемная по всему размаху киля панель. Обшивка панелей киля подвергнута химическому фрезерованию. Она подкреплена стрингерами. Между нервюрами № 11 и 12, № 13 и 14, № 15 и 16 обеих панелей выполнены вырезы под антенны систем СОМ-64 и РСБН-2С. Панели приклепаны к поясам лонжеронов и нервюрам.
Хвостовая часть киля служит для размещения тяг управления и электромеханизма триммера-флетнера, а также закрывает щель между задним лонжероном н рулем направления. Для удобств осмотра этих монтажей зашивка хвостовой части — съемная. Хвостовая часть состоит из набора мембран, обшивок и упомянутой зашивки.
Носок киля обогревается и по конструкции аналогичен ранее описанным. Он состоит из трех частей: нижней, средней и верхней. В нижнем носке установлены воздухозаборник канала ВВР и трубы подвода горячего воздуха от двигателей к средней и верхней частям.
Концевой обтекатель киля закрывает стык стабилизатора, механизм управления стабилизатором и механизмы управления триммерами руля высоты и придает удобообтекаемую форму хвостовому оперению. Он состоит из носовой, средней и хвостовой частей.
В носовой части размещены жалюзи для выхода горячего воздуха из носка киля, а в хвостовой части расположен люк для подхода к узлам управления рулем высоты. Средняя часть носка киля — съемная.
Руль направления — однолонжеронной конструкции, подвешен к килю на четырех шарнирных узлах, имеет осевую аэродинамическую компенсацию и 2-процентную весовую перебалансировку (центр тяжести смещен вперед от оси вращения на 2% от длины его средней аэродинамической хорды). Руль направления состоит из лонжерона, носка, хвостовых панелей, триммера-флетнера, опорной вилки с фланцем и других деталей. Лонжерон — балочной конструкции, между нервюрами № 1 и 4 он усилен трубой, укрепленной на нервюре № 1, опорным узлом, а по остальным нервюрам — фланцами. Носок руля разделен вырезами для кронштейнов подвески на три отсека, самостоятельно закрепленных на руле. Часть нижнего отсека носка выполнена съемной для подхода к рулю и узлам подвески и их снятия. Носок руля состоит из обшивки, мембран и носовой балки, к которой крепятся балансировочные грузы. Для стопорения руля в нейтральном положении и ограничения его поворота на предельно допустимые углы на носовой балке у нервюры № 1 установлен стальной кронштейн с гнездом стопора и клыками ограничения. Для подхода к узлам подвески руля в хвостовых панелях установлены люки и вырез для выхода тяги управления триммером. Нижняя опора руля размещена на опорной вилке, вынесенной фланцем ниже контура руля направления. Фланец прикреплен к нижнему опорному узлу шестью болтами. Вилка и фланец изготовлены из стали ЗОХГСА.
Гриммер руля служит для снятия нагрузок со штурвала. Он подвешен к рулю направления на четырех шарнирных узлах. Триммер имеет
осевую аэродинамическую компенсацию и весовую 100-процентную балансировку и состоит из двух панелей, лонжерона, опорных узлов, носка с грузами. В панели триммера выполнены люки для подхода к узлам его подвески. На правой стороне триммера укреплен кабанчик, соединяющий триммер с тягой управления.
Горизонтальное оперение (рис. 2.47) состоит из стабилизатора и руля высоты. Стабилизатор подвижного типа установлен на киле шарнирно и управляется с помощью механизма, который приводится в движение приводом от электромеханизма М.УС-7А. Стабилизатор — двухлонжеронной конструкции, он состоит из двух консолей, состыкованных между собою накладками по переднему и заднему лонжеронам. Консоли состоят из двух лонжеронов, набора нервюр, верхней и нижней панелей, концевых обтекателей, съемного носка и пяти кронштейнов подвески руля высоты. В набор нервюр входят одна опорная нервюра, пять силовых и 18 промежуточных. Опорная нервюра — клепаной конструкции, состоит из поясов переменного сечения и стенки. Нервюры № 6, 10, 14, 18 и 22 являются силовыми, к ним крепятся кронштейны навески руля высоты. Обе панели стабилизатора конструктивно одинаковы, однако на верхней панели по всему размаху консоли установлена съемная технологическая лента. Стрингеры стабилизатора расположены параллельно заднему лонжерону.
Носок стабилизатора состоит из двух отсеков, соединенных между собой на опорной мембране по нервюре № 12. Каждый отсек носка состоит из обогреваемой и необогреваемой частей, обшивок, мембран, стоек и тавровых профилей. Обогреваемая часть обшивки — это дюралюминиевый лист с электрическим противообледенительным устройством, наклеенным на внутреннюю сторону. Противообледенительное устройство состоит из нагревательного элемента (константановых проволочек 0 0,15 мм и двух латунных шин) и слоев стеклоткани, склеенных между собой клеем БФ-2.
Хвостовая часть стабилизатора расположена за задним лонжероном и состоит из мембран, верхней и нижней обшивки и задней зашивки. Концевой обтекатель стабилизатора изготовлен из набора нервюр, мембран, обода, ножа, обшивки и имеет два статических разрядника.
Все элементы конструкции стабилизатора связаны между собой заклепками (потайными и с круглыми головками), болтами и винтами.
Руль высоты — однолонжеронной конструкции, состоит из двух половин, соединенных между собой карданным валом. Каждая половина руля подвешена шарнирно к пяти кронштейнам, установленным на заднем лонжероне стабилизатора по силовым нервюрам № 6, 10, 14, 18 и 22. Каждая половина руля состоит из лонжерона, залонжеронной балки, силовых, рядовых и торцовых нервюр, подтриммерной балки, кронштейнов подвески триммера, верхней и нижней обшивок, носка и триммера. Лонжерон—клепаной конструкции, балочного типа. Пять кронштейнов навески руля высоты отштампованы из сплава АК-8. Ближний к оси самолета кронштейн имеет увеличенный диаметр втулки под пустотелый болт крепления руля к кронштейну стабилизатора. Через этот болт вдоль оси вращения руля проходят тросы механизма управления триммером. Кронштейн вместе с фитингом залонжеронной балки является опорой для карданной вилки. В хвостовой части руля между нервюрами № 1 и 21 выполнен вырез под триммер, окантованный балкой. Носок руля высоты — несъемный, он разрезан кронштейнами навески на шесть отсеков. Каждый из отсеков состоит из обшивки, мембран, носовой балки и выносных балансировочных грузов. Силовые мембраны предназначены для крепления контргрузов, установленных между нервюрами № 4—6, 16—18, 28—30, 40—42, 51—53 по направлению полета. Выносные контргрузы отлиты из сплава марки 35ХГСЛ и при-62
Рис. 2.47. Горизонтальное оперение:
1— кронштейн крепления серьги управлен!»я стабилизатором; 2—стабилизатор; 3 — съемный ни сок; 4 — передний лонжерон; 5 — промежуточная нервюра, 6 — концевой обтекатель; 7 — коитр грузы; 8 — руль высоты; 9— задний лонжерон стабилизатора; 10—кронштейн подвески руля вы соты; 11— триммер; 12—узлы навески триммера; 13 — рычаг управления рулем высоты; 14— карданный вал; 15— кронштейн подвески карданного вала; 16— обшивка верхней панели; 17 — обшивка нижней панели
креплены по направлению полета непосредственно к силовым мембранам заклепками. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию и весовую перебалансировку, равную 2% (центр тяжести руля смещен вперед оси вращения на расстояние 2% от длины своей средней хорды). Для регулировки балансировочного момента в двух ближайших к осп самолета контргрузах расположены съемные шайбы, для доступа к которым в контргрузах имеются лючки.
Триммер руля высоты состоит из лонжерона, опорных узлов, поводка, верхней и нижней обшивок, нервюр и носка. Триммер сбалансирован, носки, выполненные из листовой стали, являются балансировочным грузом.
Для подхода к узлам навески руля высоты, триммеров и механизма управления триммером в их обшивках установлены лючки.
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ПЛАНЕРА
Меры предосторожности. На земле (на стоянке) самолет всегда должен быть надежно заземлен. Противопожарные средства должны быть исправны и находиться на своих местах. Категорически запрещается выполнять какие-либо работы на самолете, используя неисправное наземное оборудование: стремянки, подъемные краны, гидроподъемники, такелажные приспособления (тросы для подъема двигателя, отъемной части крыла, киля, стабилизатора и др.), буксировочные водила и тросы.
Масло, керосин и гпдрожидкость, разлитые возле самолета, должны быть немедленно удалены.
В зимнее время года при опробовании двигателей площадка под колесами самолета должна быть очищена от снега и льда. Во время опро бования двигателя запрещается находиться вблизи воздухозаборника и ближе 50 м от обреза сопла в зоне реактивной струи.
Перед подключением аэродромного электро- и гидропитания необходимо проверить положение органов управления в кабине пилотов. Все АЗС, выключатели электросистемы и краны гидросистемы должны
63
находиться в положении «Выключено», а кран аварийного выпуска шасси должен быть опломбирован. Категорически запрещается снимать с самолета или регулировать на месте, не снимая с самолета, агрегаты гидросистемы без предварительного стравливания давления до нуля. Во время проверки системы подъема и выпуска шасси запрещается находиться под самолетом лицам, не принимающим участия в проверке. При проверке систем управления самолетом: руля направления, руля высоты, элеронов и стабилизатора, а также закрылков и посадочного щитка необходимо следить за тем, чтобы вблизи этих органов не было посторонних предметов и аэродромного оборудования: стремянок, подъемников, козелков, подъемных кранов, топливозаправщиков и др.
Правила ухода за планером. Для обеспечения исправности планера и сохранности защитных покрытий в процессе эксплуатации рекомендуется соблюдать следующие правила.
1. Ходить по обшивке самолета только в обуви с надетыми на нее специальными чехлами.
2. При работе на обшивке самолета применять коврики или маты, а после окончания работы очищать их от грязи, песка и снега.
3. После работы коврики и маты свертывать на самолете без перемещения их по обшивке.
4. Не класть на обшивку детали, инструменты, ветошь, пропитанную бензином и маслом-
5. Стремянки и лестницы в местах соприкосновения с самолетом обшивать резиной пли мягкой тканью.
6. Не удалять лед с обшивки механическим способом.
7. Не допускать повреждений грузового люка, входных дверей, обшивки и полов в багажных отделениях при погрузочно-разгрузочных работах.
8. Следить за тем, чтобы пассажирские трапы, лестницы, стремянки устанавливались без ударов об обшивку.
9- Применять при работе только исправные маркированные инструменты, не допускать ударов об обшивку.
10- При использовании тарированных ключей проверять их перед работой па специальных приспособлениях. Тарированные ключи должны быть с соответствующими насадками.
11. Своевременно удалять с обшивки загрязнения и регулярно мыть внешнюю поверхность самолета.
12. Устранять обнаруженные повреждения защитных покрытий п коррозию. При этом необходимо помнить, что узлы из магниевых сплавов менее устойчивы против коррозии.
13. Следить за тем, чтобы дренажные отверстия для слива конденсата не засорялись, для чего проверять их при техническом обслуживании.
14. Не допускать попадания на детали щелочей и кислот Если кислота или щелочь все же на них попала, необходимо немедленно удалить ее. Для этого несколько раз тщательно промыть детали теплой водой с питьевой содой и нейтральным мылом, затем протереть их чистой салфеткой. Места зазоров между агрегатами и деталями промыть особенно тщательно и просушить сжатым воздухом. О проливе кислоты или щелочи записывать в формуляр самолета и в течение месяца вести систематическое наблюдение за участком детали, ранее облитой кислотой.
15. Не допускать попадания воды в самолет. В случае попадания удалить и принять меры по предупреждению дальнейшего проникновения воды. Мокрые детали и агрегаты тщательно протереть насухо чистой салфеткой, а из труднодоступных мест воду удалить при помощи шприца и затем просушить воздухом от подогревателя, соблюдая требования, установленные при подогреве кабин самолета.
16- Не допускать контактов металлических изделий с мокрой тепло-звукоизоляцией- При обнаружении признаков намокания теплоизоляции
61
стенок кабин и других устройств, расположенных в кабине (мокрая на ощупь, темные пятна от намокания и белые от выделившейся соли огнестойкой пропитки), немедленно отстегнуть теплоизоляцию, отдалить ее на некоторое расстояние от металлических деталей и просушить- Детали, соприкасающиеся с мокрой теплоизоляцией, промыть, протереть насухо чистой салфеткой и тщательно осмотреть. При наличии на них признаков коррозии устранить ее- Ставить теплоизоляцию на место разрешается только после ее высыхания.
17. Для защиты самолета от прямого воздействия атмосферных явлений (дождя, снега, обледенения и др.) необходимо укрывать его чехлами. Чехлы, надетые на самолет, не должны иметь щелей и провисаний, чтобы не скапливались вода и снег. В случае образования под чехлом конденсата необходимо снять чехол с самолета и просушить. Нельзя надевать чехлы на загрязненные или мокрые поверхности самолета- Необходимо содержать чехлы в исправном состоянии и чистоте. Неправильное применение чехлов может привести к повреждению лакокрасочных покрытий и к коррозии.
18. В теплое время года для удаления влаги при каждом техническом обслуживании самолета проветривать кабины и багажные отсеки фюзеляжа, открывая все двери, люки и форточки.
19. Чтобы исключить повреждение обшивки самолета спецтрэкспортом, подъезд его к самолету для обслуживания разрешается только под контролем инженера смены или бортмеханика.
20- При эксплуатации самолета предохранять обшивку герметической части фюзеляжа от повреждений. В случае ее повреждения (царапины глубиной свыше 0,1 мм на листах Д16АТ с толщиной до 1,2 мм и свыше 0,15 мм на листах Д16АТ с толщиной 1,5 — 3 мм) эксплуатация самолета без ремонта обшивки не разрешается.
Царапины меньшей глубины необходимо предохранять от коррозии лакокрасочными покрытиями.
Мойка обшивки самолета. При послеполетном обслуживании необходимо очищать замасленные и загрязненные места обшивки самолета, а при обслуживании самолета по трудоемким видам регламентов (после 250, 750 и 1500 ч налета) мыть всю обшивку планера.
Для мойки обшивки при положительных температурах воздуха применять нейтральные мыльный раствор или мыльную эмульсию. Мойку обшивки производить в следующем порядке.
1. Смыть с обшивки пыль водой из шланга-
2- Нанести на поверхность (обшивку) самолета волосяными мягкими щетками нейтральный масляный раствор-
3. Через 10—15 мин смыть загрязнение водой из шланга или протереть салфетками, смоченными в воде-
4. Протереть обшивку насухо чистыми салфетками. Нельзя оставлять на обшивке капель воды, так как они после высыхания образуют пятна.
Разрешается мыть обшивку из шланга под давлением не более 0,5 кПсм2. Для мойки можно также применять мыльную эмульсию, состоящую из 2% технической олеиновой кислоты второго или третьего сорта. 1% технического моноэтаноламина и 97% воды. Эта жидкость не вызывает коррозии самолета и является безвредной-
Мыльная эмульсия составляется следующим образом: к воде, залитой в бидон или другую емкость, добавляют сначала 1 % моноэтаноламина и перемешивают- Затем, помешивая эту жидкость, постепенно добавляют расплавленную олеиновую кислоту в количестве 2% и тщательно перемешивают до получения однородного густого раствора. При составлении моющей жидкости с олеиновой кислотой второго сорта можно использовать воду с температурой 15—20°С; если есть олеиновая кислота третьего сорта, то вода должна иметь температуру 40—50°С-
3—3030 65
Для устранения загрязнений на обшивке при отрицательных температурах окружающего воздуха поверхность самолета следует протереть вначале салфетками, смоченными бензином Б-70, или бензином Б-70 с добавлением 10—20% керосина, а затем насухо чистыми салфетками. Для очистки участков обшивки самолета от копоти, а также значительных загрязнений рекомендуется применять смесь, состоящую из пяти частей жидкости ЭАФ и одной части скипидара.
Устранение коррозии. При техническом обслуживании, а также при хранении самолета с консервацией детален необходимо проверять, нет ли коррозии на деталях планера. Признаком коррозии алюминиевых сплавов является появление на поверхности деталей белых и серых пятен или отдельных, изолированных друг от друга очагов, иногда имеющих вид черных точек- Коррозия магниевых сплавов обнаруживается по вспучиванию лакокрасочного покрытия и появлению рыхлого, влажного солевого налета грязно-белого цвета- Коррозия стали сопровождается образованием на поверхности деталей коричневато-красного налета ржавчины.
Детали, на которых обнаружена коррозия, должны подвергаться специальной обработке, заключающейся в удалении продуктов коррозии и в защите от дальнейшего ее распространения При зачистке пораженных коррозией участков не следует стремиться к полному удалению коррозийных язвин, достаточно зачистить (сгладить) кромки язвин и удалить продукты коррозии с помощью жестких волосяных, травяных или щетинных щеток. Применение абразивных шкурок или металлических щеток запрещается из-за повреждения ими защитного слоя. При устранении коррозии на деталях нз алюминиевых сплавов внутри самолета допускается применение наждачной пыли № 200, нанесенной на ветошь, смоченную в чистом бензине. Коррозия па кронштейнах и деталях из магниевого сплава устраняется стеклянной шкуркой № 200, а внутри коррозийных язвин — шабером-
Поверхности рельсов закрылков должны быть чистыми и сухими, без «ледов масляной пленки, кожухи подъемников закрылков — чистыми м иметь по поверхности скольжения масляную пленку смазки ЦИАТИМ-203, а винты подъемников закрылков — смазаны тонким слоем смазки ЦИАТИМ-203.
В процессе эксплуатации необходимо систематически следить за целостностью защитного покрытия обшивки герметической кабины. При проведении противокоррозийной обработки при температурах ниже 5°С необходимо выполнить запись в формуляре самолета-
ГЛАВА 3
ШАССИ
Шасси предназначено для обеспечения разбега самолета при взлете, пробега при посадке, передвижения по земле, а также для поглощения и рассеивания энергии самолета в момент приземления и при движении по земле. На самолете Ту-134 установлено трехопорное шасси с носовым колесом. Такая схема шасси обеспечивает хорошую устойчивость при движении самолета по земле, горизонтальное положение фюзеляжа при стоянке самолета, возможность выполнения разворотов при рулении посредством управления колесами передней ноги, а также возможность выдерживания прямолинейности движения при разбеге и пробеге самолета. Передняя опора шасси, расположенная впереди центра тя-66
Для устранения загрязнений на обшивке при отрицательных температурах окружающего воздуха поверхность самолета следует протереть вначале салфетками, смоченными бензином Б-70, или бензином Б-70 с добавлением 10—20% керосина, а затем насухо чистыми салфетками. Для очистки участков обшивки самолета от копоти, а также значительных загрязнений рекомендуется применять смесь, состоящую из пяти частей жидкости ЭАФ и одной части скипидара.
Устранение коррозии. При техническом обслуживании, а также при хранении самолета с консервацией деталей необходимо проверять, нет ли коррозии на деталях планера. Признаком коррозии алюминиевых сплавов является появление на поверхности деталей белых и серых пятен или отдельных, изолированных друг от друга очагов, иногда имеющих вид черных точек Коррозия магниевых сплавов обнаруживается по вспучиванию лакокрасочного покрытия и появлению рыхлого, влажного солевого налета грязно-белого цвета Коррозия стали сопровождается образованием на поверхности деталей коричневато-красного налета ржавчины.
Детали, на которых обнаружена коррозия, должны подвергаться специальной обработке, заключающейся в удалении продуктов коррозии и в защите от дальнейшего ее распространения При зачистке пораженных коррозией участков не следует стремиться к полному удалению коррозийных язвин, достаточно зачистить (сгладить) кромки язвин и удалить продукты коррозии с помощью жестких волосяных, травяных или щетинных щеток. Применение абразивных шкурок или металлических щеток запрещается из-за повреждения ими защитного слоя. При устранении коррозии на деталях из алюминиевых сплавов внутри самолета допускается применение наждачной пыли № 200, нанесенной на ветошь, смоченную в чистом бензине. Коррозия на кронштейнах и деталях из магниевого сплава устраняется стеклянной шкуркой № 200, а внутри коррозийных язвин — шабером.
Поверхности рельсов закрылков должны быть чистыми и сухими, без следов масляной пленки, кожухи подъемников закрылков — чистыми м иметь по поверхности скольжения масляную пленку смазки ЦИАТИМ-203, а винты подъемников закрылков — смазаны тонким слоем смазки ЦИАТИМ-203.
В процессе эксплуатации необходимо систематически следить за целостностью защитного покрытия обшивки герметической кабины. При проведении противокоррозийной обработки при температурах ниже 5°С необходимо выполнить запись в формуляре самолета
глава з
ШАССИ
Шасси предназначено для обеспечения разбега самолета при взлете, пробега при посадке, передвижения по земле, а также для поглощения и рассеивания энергии самолета в момент приземления и при движении по земле. На самолете Ту-134 установлено трехопорное шасси с носовым колесом. Такая схема шасси обеспечивает хорошую устойчивость при движении самолета по земле, горизонтальное положение фюзеляжа при стоянке самолета, возможность выполнения разворотов при рулении посредством управления колесами передней ноги, а также возможность выдерживания прямолинейности движения при разбеге и пробеге самолета. Передняя опора шасси, расположенная впереди центра тя-66
жести, исключает опрокидывание самолета на нос, что позволяет применять интенсивное торможение колес для сокращения длины пробега. Важным преимуществом шасси с носовым колесом является также возможность выполнения взлета и посадки при сильном боковом ветре.
Шасси является нагруженным элементом самолета, испытывающим большие нагрузки в момент приземления и при пробеге. Поэтому все основные элементы шасси изготовляются из высокопрочных сталей с пределом прочности 160—190 кГ!мм2.
Перед приземлением самолет обладает кинетической энергией, прямо пропорциональной массе (весу) и квадрату скорости движения самолета.
Скорость самолета в момент парашютирования перед приземлением может быть разложена на горизонтальную и вертикальную составляющие. Вертикальная составляющая скорости Vy на этапе парашютирования определяет кинетическую энергию падения, которую должно воспринять, поглотить и частично рассеять (превратить в тепло) амортизационное устройство шасси.
Большая часть кинетической энергии превращается в потенциальную энергию сжатого азота в амортизационных стойках шасси и сжатого воздуха в пневматиках колес.
Поглощая кинетическую энергию при посадке, амортизационное устройство снижает нагрузки на элементы конструкции самолета. После поглощения энергии при ударе в момент приземления (прямой ход) амортизационное устройство должно менее чем за 0,8 сек восстановить свое исходное положение при обратном ходе за счет расширения сжатого перед этим азота, чтобы иметь возможность воспринять последующие удары при движении самолета. Этот цикл повторяется, постепенно' затухая, так как энергия удара уменьшается, превращаясь в тепло и рассеиваясь.
Горизонтальная составляющая скорости, т. е. посадочная скорость, определяет кинетическую энергию, которая гасится постепенно во время пробега силами лобового сопротивления и тормозными устройствами самолета.
При стоянке самолета передняя опора шасси воспринимает от 4 до 9% полного веса самолета в зависимости от положения центра тяжести самолета. Передняя нога шасси размещена в вертикальной плоскости симметрии самолета под носовой частью фюзеляжа, а главные ноги установлены под средними частями крыла симметрично продольной оси самолета. Все ноги шасси убираются в полете назад в специальные ниши, закрываемые створками. Суммарный вес шасси — 1 725 кГ.
ПЕРЕДНЯЯ НОГА ШАССИ
Передняя нога шасси установлена в отсеке носовой части фюзеляжа между шпангоутами № 8—15. Она шарнирно закрепляется в четырех отштампованных из сплава АК-6 узлах, расположенных на продольных балках фюзеляжа позади шпангоутов № 8 и 11. Два передних узла служат для крепления амортизационной стойки, а два задних — для крепления складывающегося подкоса Передняя нога (рис. 3.1) состоит из амортизационной стойки 1, двух спаренных колес К-288, поворотно-демпфирующего устройства 15, шлиц-шарнира 14, заднего складывающегося подкоса 11, механизма распора 10, гидравлического цилиндра' 21, уборки и выпуска ноги, замка подвески, механизмов управления передними и задними створками ниши передней ноги.
Амортизационная стойка с азотно-мастяной амортизацией является основным элементом передней ноги шасси, поглощающим энергию ударов при посадке, взлете и пробеге самолета по земле. Состоит амортизационная стойка из цилиндра с плунжером, штока, раскосов 2 (см. 3 67
18
17
Рис. 3.1. Передняя нога шасси: / — амортизационная стойка; 2 —рас-косы с накладками; 3— передние боковые створки; 4 — механизмы управления передними створками; 5 —задние боковые створки; 6 — рычаг; 7 — тяги; 8 — гидравлический цилиндр; 9 — редуктор; 10 — механизм распора; 77 — складывающийся подкос; 12 — зарядный клапан; 13 — петля подвески; 14 — шлнц-шарннр; 15 — поворотно-демпфирующее устройство; 16 — рукоятка; 17 — кулачковая муфта; 18 — горизонтальная качалка; 19— вертикальная качалка; 20 — золотниковый распределитель; 21 — цилиндр уборки и выпуска передней ноги
рис. 3.1), шлиц-шарнира 14, диафрагмы с профилированной иглой, поршня, верхней и нижней буксы, опорной гильзы и зарядного клапана 12 и других деталей.
Внутренняя полость цилиндра стойки заполняется маслом АМГ-10 в количестве 4 л и сжатым азотом с начальным давлением IS’1’1 кГ1см2. К головке цилиндра, изготовленной из стали ЗОХГСНА, прикрепляются звенья из сплава В95 с цапфами для крепления узлов подвески. Звенья подкреплены сварными трубчатыми раскосами, изготовленными из стали ЗОХГСНА. К правому звену прикреплен рычаг для присоединения гидравлического цилиндра уборки и выпуска передней ноги. На головке цилиндра имеется проушина для крепления механизма распора и штуцер для зарядного клапана, а на нижней части сзади проушина для крепления нижнего звена складывающегося подкоса. Спереди на последней установлено поворотно-демпфирующее устройство, удерживаемое гайкой, и неподвижная кулачковая муфта. К проушине кулачко-68
вой муфты 17 присоединяется горизонтальная качалка 18, соединенная болтом со сферической головкой с вертикальной качалкой 19, которая крепится на оси вала поворотно-демпфирующего устройства. С задней стороны к поворотно-демпфирующему устройству крепится верхнее звено шлиц-шарнир а 14 с роликом, который, перекатываясь по профилю кулачковой муфты 17 при необжитой амортизационной стойке, попадает во впадину кулачка и шток с колесами в момент отрыва самолета устанавливается в нейтральное положение. Верхнее звено шлиц-шарни-ра соединено с нижним звеном, шарнирно укрепленным на головке штока. Шлиц-шарнир служит для передачи крутящего момента от колес к поворотно-демпфирующему устройству при восприятии боковой нагрузки и от демпфера к колесам при управлении поворотом колес передней ноги. Звенья шплиц-шарнира соединяются между собой с помощью центрального узла 16, тяги, проушины и вкладышей.
Перед буксировкой самолета центральный узел шлиц-шарнира разъединяют.
Шток амортизационной стойки изготовлен из стали ЗОХГСА, а головка штока — из сплава АК-8. Во внутренней полости штока / находится диафрагма 11 с иглой (см. рис. 3.11), прижатая к буртику штока шайбой и гайкой. К профилированной игле 2 прикреплены два крючка 8 с пружинами, которые фиксируют поршень 9 в исходном положении при обратном ходе штока. На верхнем конце штока в кольцевой проточке закреплена дюралюминиевая разъемная букса 5, в кольцевую канавку которой вставлено плавающее разрезное бронзовое кольцо 3, перекрывающее при обратном ходе штока отверстия на торце буксы, соединяющие полость В за буксой с верхней полостью А цилиндра 4. Этим обеспечивается торможение штока, амортизационной стойки и смягчение обратного удара.
Букса является верхней опорой и направляющей штока. В пазы на торце цилиндра вставлена нижняя букса, являющаяся нижней направляющей и опорой для штока. Движение штока вниз ограничивается опорной гильзой, упирающейся в нижнюю буксу и удерживающуюся в этом положении давлением азота. Резиновые уплотнительные кольца в амортизационной стойке выполнены из резины В14-1. Для предотвращения выдавливания уплотнительных колец в зазор перед ними установлены фторопластовые кольца.
Принцип работы азотно-масляного амортизатора передней ноги шасси такой же, как и амортизатора главной ноги (см. рис. 3.11). При нормальной зарядке амортизационной стойки высота видимой части штока должна быть равна 310—70 мм для взлетных весов и 330—80 мм для посадочных весов самолета.
Складывающийся подкос передней ноги является силовым элементом, удерживающим амортизационную стойку в выпущенном положении, воспринимающим часть усилий, действующих на стойку, и передающим эти усилия через узлы крепления на кронштейны и продольные балки ниши. Кроме того, складывающийся подкос выполняет функции кинематического элемента при уборке и выпуске ноги. Состоит подкос из верхнего и нижнего звеньев (см. рис. 3.1). Верхнее звено представляет собой стальную трубчатую треугольную раму, на основании (траверсе) которой прикреплены рычаги для присоединения штока цилиндра уборки и выпуска передней ноги и гидравлического цилиндра механизма управления задними створками пиши.
Для удобства монтажа и демонтажа подкоса левая и правая цапфы вдвигаются внутрь траверсы, для чего в головке подкоса и в траверсе сделаны прорези. Нижнее звено складывающегося подкоса выполнено в виде стальной трубы с регулируемым ушковым наконечником и соединяется с верхним звеном карданом посредством двух взаимно перпендикулярных болтов. При выпущенной ноге складывающийся подкос
69
Рис. 3.2. Механизм распора:
1, 8 — верхнее и нижнее звенья: 2 — трубопровод; 3 — гидравлический цилиндр; 4 — пружина; 5 — приводной механизм; 6 — механизм концевого выключателя, 7 — флажок; 9— масленка; W—соединительный болт; 11 — опорная поверхность
Рис. 3.3. Замок подвески передней ноги:
1 — петля подвески передней неги; 2 — крюк; 3 — болт крепления крюка; 4 — возвратная пружина; 5 —звено: 6 — направляющая муфта; 7— пружина; * — шток с поршнем; 9— челночный клзюн со штуцером подвода рабочей .мдкости от основной и тормозной систем; IU—корпус замка; 11— контровочная га Го а; 12— уплотнительные кольца; 13— штуцера подвода рабочей жидкости к цилиндру управления створками; 14— толкатель перепускного клапана; 15 — качалка; 1ъ — болт защелки; 17 — защелка; 18 — ролик крюка
70
долж и иметь стрелу прогиба вниз 15 ±3 мм, т. е. плоскость, проходящая через основание рамы и нижнюю точку подкоса должна быть выше точки соединения звеньев.
Механизм распора (рис. 3.2) — это силовой элемент, удерживающий складывающийся подкос в распрямленном положении, придавая ему устойчивость от продольно действующих усилий. Кроме этого, он является кинематическим элементом при уборке и выпуске передней ноги. Механизм распора крепится шарнирно к проушине головки цилиндра амортизационной стойки и к болту кардана складывающегося подкоса. Он состоит из верхнего звена 1 с гидравлическим цилиндром 3 одностороннего действия, нижнего звена 8, силовых пружин 4, механизма концевого выключателя 6 и флажка 7 сигнализации положения передней ноги (при выпущенной ноге флажок виден через окошко в полу кабины экипажа).
При уборке шасси шток цилиндра 3 механизма распора выдвигается под давлением жидкости, поступающей по трубопроводу 2, и упирается в ролик, закрепленный на нижнем звене, которое поворачивается вверх, увлекая средний шарнирный узел складывающегося подкоса и переводя его через «мертвую точку», что вызывает складывание подкоса и уборку ноги силовым цилиндром.
Устойчивость механизма распора как силового элемента при выпущенной ноге обеспечивается стрелой прогиба 2±0,5 мм (центр соединительного болта 10 звеньев находится ниже прямой, проходящей через центры головок звеньев) и наличием двух пружин 4, удерживающих звенья в распрямленном положении, а также помогающих им занять это положение в конце выпуска ноги. В распрямленном состоянии опорные поверхности 11 звеньев 1 и 8 должны плотно прилегать друг к другу, а приводной механизм 5 должен нажимать на шток концевого выключателя.
Гидравлический цилиндр 21 (см. рис. 3.1) уборки и выпуска передней ноги устанавливается с правой стороны ноги и шарнирно соединяется с рычагом, который имеется на траверсе амортизационной стойки, и с рычагом на траверсе складывающегося подкоса. Он состоит непосредственно из цилиндра с головкой, штока с поршнем и ввернутой регулируемой головкой, дроссельного клапана, золотникового распределителя, трубопроводов и других деталей.
Для обеспечения плавных и безударных подходов штока с поршнем к конечным положениям при уборке и выпуске передней ноги в цилиндре имеются дросселирующие устройства, уменьшающие проходные сечения для вытесняемой жидкости, а следовательно, уменьшающие скорость движения штока. При уборке ноги, когда шток выдвигается из цилиндра, проходное сечение для вытесняемой жидкости уменьшается вследствие того, что дросселирующий поясок штока входит в суженную часть задней полости цилиндра. При выпуске ноги, когда шток втягивается в цилиндр, проходное сечение для потока вытесняемой жидкости в конце хода уменьшается специальным дроссельным клапаном, перекрывающим основной канал, в результате чего жидкость вытесняется лишь через дросселирующие отверстия клапана.
Золотниковый распределитель, установленный на цилиндре, служит для распределения жидкости в полости уборки и выпуска как от основной, так и от тормозной гидросистемы.
Рабочий ход поршня — 380±2 мм. Наибольшее усилие по штоку при давлении 210 кГ1см2-. при уборке ноги — 4 450 кГ, при выпуске ноги — 2 980 кГ.
Замок подвески (рис. 3.3) передней ноги удерживает ее в убранном положении. Замок установлен в вертикальной плоскости симметрии самолета между шпангоутами № 10 и 11- Он состоит из корпуса, штока с поршнем, возвратной пружины, крюка, защелки, челночного клапана,
перепускного клапана, качалки, возвратной пружины крюка, кронштей на и тяг крепления замка.
При уборке передней ноги петля на цилиндре амортизационной стопки подходит к крюку снизу, заходит в направляющую зева замка давит на крюк. Ролик крюка скользит по защелке и заходит в ее впадину, крюк поворачивается и защелка под действием возвратной пружины закрывает замок. При этом обжимаются штоки обоих концевых выключателей, установленных на корпусе замка подвески.
При выпуске ноги шток с поршнем под давлением жидкости выдвигается примерно на 10 мм, перемещая защелку. Освобожденный ролик крюка скользит по хвостовику защелки, а крюк под действием петли поворачивается и она выходит из зева- На стоянке замок находится в открытом положении (проверять при осмотре).
Поворотно-демпфирующее устройство передней ноги обеспечивает поворот колес вправо или влево при включенной системе управления поворотом колес, а также служит для демпфирования самопроизвольных колебаний (шимми) передней ноги при движении самолета с выключенной системой управления поворотом колес.
Поворотно-демпфирующее устройство (см. рис. 3.1) состоит из гидропривода-демпфера, вертикальной и горизонтальной качалок. Гидропрн-вод-демпфер (рис. 3.4) состоит из поворотного хомута, двух цилиндров 1, двух поршней 8, двух шатунов 5 и вала 6 с кривошипом 2.
Для поворота колес вправо жидкость под давлением 210 кГ/см2 поступает в среднюю полость корпуса 7 (по стрелке), поршни 8 перемещаются и через кривошипно-шатунный механизм поворачивают вал 6 демпфера. Крутящий момент с вала демпфера передается на вертикальную качалку 19 (см. рис. 3.1), а от нее через шаровой шарнир — на горизонтальную качалку 18, закрепленную на цилиндре амортизационной стойки. При перемещении горизонтальной качалки в результате реактивного момента происходит отталкивание поворотного хомута в правую сторону. Поворотный хомут, двигаясь вправо, поворачивает через шлиц-шарнир колеса относительно неподвижной амортизационной стойки вправо- Для поворота колес влево рабочая жидкость поступает под давлением в трубопровод 3— действие происходит в обратном направлении. При выключенной системе управления поворотом колес и их колебаниях поршни демпфера перегоняют жидкость из одной полости в другую через специальный жиклер (см. описание системы управления колес передней ноги в гл. «Гидравлическое оборудование самолета»). Энергия'
Рис. 3.4. Гидропривод-демпфер поворотно-демпфирующего устройства:
1 — цилиндры; 2 — крнвошнп; 3 — трубопровод; 4 — клапаны; 5 — шатун; 6 — вал; 7 — корпус?
8 — поршни
колебаний гасится за счет гидравлических сопротивлений при перетекании масла через жиклер. В поршнях гидропривода-демпфера имеются перепускные клапаны 4, открывающиеся при повышении давления в одной из полостей свыше 220—260 кГ/см2, что наблюдается при наезде на препятствие или при посадке со сносом. Полости демпфера заполняются гидросмесью после установки амортизационной стойки на самолет одновременно с заполнением всей гидравлической системы. При этом необходимо следить, чтобы из полостей и трубопроводов был полностью удален воздух, так как наличие его приведет к вибрации передней ноги.
Колеса передней ноги. Передняя нога шасси имеет два колеса К-288 с пневматическими шинами высокого давления размером 660Х200В. Колеса неподвижно закреплены на одной общей вращающейся оси. Ось вращается вместе с колесами в двух радиально-упорных роликовых подшипниках, установленных в головке 7 (рис. 3.5) штока амортизационной стойки. При установке на ось барабаны 2 колес крепятся болтами к фланцам 6 и удерживаются от проворачивания шлицевым соединением. Перемещение подшипников ограничивается с одной стороны буртиком, а с другой — гайкой 10, которой они затягиваются. Гайка контрится винтами. Для предотвращения выбивания смазки в полость головки штока подшипники с внутренней стороны закрыты заглушками 12.
Нетормозное колесо К-288 представляет собой литой из магниевого сплава барабан 2 со съемной ребордой 3, состоящий из двух половин, соединенных между собой болтами. Съемная реборда удерживается на барабане от боковых усилий буртиком, а от проворота — насечкой на буртике и торце реборды. Для предотвращения попадания грязи во внутреннюю полость на барабанах усгановлены защитные щитки 1, 4. Давление в пневматиках колес передней ноги — 8,5+0,25 кГ1см^. Стояночная усадка пневматиков для взлетных весов — 20—45 мм. В процессе эксплуатации колес допускается сетка старения шин, проколы их глубиной до корда каркаса и порезы длиной не более 40 мм, износ протектора по всей окружности без повреждения первого слоя основного корда.
Механизмы управления створками ниши передней ноги. Ниша передней ноги закрывается двумя парами створок, расположенными одна за другой, которые приводятся в действие двумя, не связанными друг с другом механизмами. При выпущенной передней ноге две передние створки открыты, а две задние — закрыты.
Механизм управления передними створками состоит из сектора (рис. 3.6), качалки 6, приводного рычага 3, кулисы 7 с зевом, пружин 5, 13 и других деталей. Устанавливаются механизмы передних створок на правой и левой стенках ниши между шпангоутами № 9 и 10 и крепятся к стенкам ниши секторами, а к створкам — кулисами.
Механизмы управления передними створками при уборке и выпуске шасси приводятся в действие раскосами амортизационной стойки, стальные накладки которых входят в зевы кулис или выходят из них и посредством качалок закрывают пли открывают створки. При выпущенном положении передней ноги эти створки открыты и удерживаются в таком положении секторами механизмов.
Механизм управления задними створками устанавливается на потолке ниши передней ноги между шпангоутами № 11 и 12 и крепится редуктором к продольной балке болтами. Механизм состоит из следующих основных деталей и узлов: редуктора 9 (см. рис. 3.1), двух тяг 7, силового гидравлического цилиндра 8 двустороннего действия. Гидравлический цилиндр имеет шариковые замки, удерживающие шток в крайних положениях, что обеспечивает надежную фиксацию створок как в закрытом, так и в открытом положении.
Цилиндр шарнирно соединен с рычагом 6 на траверсе складывающегося подкоса, а его шток—с рычагом редуктора 9. Через редуктор передается движение от гидравлического цилиндра к створкам. Редуктор 73
Рис. 3.5. Установка колес передней ногн:
/. 4— щитки; 2 — барабан колеса; 3 — съемная реборда; 5 — болт; 6 — фланец; 7 — головка штока амортизационной стойки; 8 — роликовые подшипники; 9 — винт; 1Q, 14— гайки; 11— обтюратор с войлочным кольцом; 12— заглушки; 13—ось
Рис. 3.6. Механизм управления передними створками ниши передней ноги: 6 8 — секторы; 2 — раскос амортизационной стойки; 3 — рычаг, 4. S —осн; 5. 13 — пружины; 6 — качалка; 7 — кулиса, 10 — кронштейн; 11 — створка; 12 — болты
(рис. 3.7) состоит из корпуса 1, рычага 6, ведущего зубчатого сектора 11, ведомой шестерни 15, шариковых 17 и игольчатых 13 подшипников, бронзовых втулок 10 и других деталей. К корпусу редуктора крепится концевой выключатель 2 сигнализации убранного положения передней ноги и закрытого положения задних створок. В процессе уборки передней ноги при складывании подкоса траверса (см. рис. 3.1), поворачиваясь, через рычаг 6, гидравлический цилиндр 8, работающий в этом случае как жесткая тяга, и редуктор 9 приводит в действие тяги 7, соединенные одними концами с поводками редуктора, а другими со створками. Створки открываются. После установки ноги на замок подвески рабочая жидкость поступает в гидравлический цилиндр, который закрывает задние створки. При выпуске передней ноги задние створки открываются гидравлическим цилиндром, а закрываются механически. При закрытии створок гидравлический цилиндр 8 работает как жесткая тяга. На
Рис. 3.7. Редуктор механизма управления задними створками ниши передней ноги шасси:
1— корпус; 2— концевой выключатель; 3, 7, 8 — болты; 4 — поводки; S — масленки; 6 — рычаг; 9 — прокладка; 10— втулки; 11— сектор ведущий; 12, 16 — шайбы; 13 — игольчатый подшипник; 14 — уплотнительное кольцо; 15—ведомая шестерня; 17 — шапн коподшнпник
стоянке самолета задние створки открываются подвижными штырями замков.
ГЛАВНЫЕ НОГИ ШАССИ
Главные ноги шасси — одностоечные, с телескопическим азотно-мас-ляным амортизатором. Ноги установлены симметрично относительно продольной оси самолета несколько сзади его центра тяжести и крепятся шарнирно к кронштейнам на нижней панели крыла по нервюрам № 7, 8 и 9 СЧК.
Главная нога шасси состоит из амортизационной стойки 1 (рис. 3.8) с шлиц-шарниром 7, тележки 4 с четырьмя тормозными колесами 3, подкоса-цилиндра 9, уборки и выпуска шасси, механизма запрокидывания тележки (поз. 8, 6 и 5), замка подвески ноги в убранном положении, а также механизма управления створками отсека главной ноги шасси.
В выпущенном положении главная нога шасси устанавливается с наклоном назад и фиксируется подкосом-цилиндром, который удерживается в выпущенном положении цанговым замком. Большие (задние) створки при этом закрыты, а передняя и средние — открыты. Наклон главных ног увеличивается по мере увеличения нагрузки и обжатия амортизационной стойки, при снятии нагрузки — уменьшается.
При уборке ноги жидкость из гидросистемы поступает в цилиндр створок и подкос-цилиндр. Задние створки открываются, и подкос-ци-
75
Рис. 3.8. Главная нога шасси:
/ — амортизационная стойка; 2 — шток; 3 — колеса КТ-113; 4 — тележка; 5 — упругая (пружинная) тяга; 6 — двуплечая качалка; 7— шлиц-шарнир; 8 — стабилизирующий амортизатор; 9 — подкос-цилиндр уборки и выпуска шасси; 10 — болты навески амортизационной стойки и подкос цилиндра
Рис. 3.9. Кинематическая схема главной ноги шасси:
/ — тормозное колесо КТ-113; 2— тележка; 3 — упругая тяга; 4 — качалка; 5 — стабилизирующий амортизатор; 6 — подкос-цилиндр; 7 — амортизационная стойка
линдр, выдвигаясь, убирает амортизационную стойку в отсек гондолы шасси. При этом тележка поворачивается на 180° вокруг оси подвески и помещается над амортизационной стойкой (рис. 3-9). Передние створки по мере уборки шасси закрываются. В убранном положении нога фиксируется замком убранного положения.
Большие (задние) створки закрываются и открываются в процессе уборки и выпуска шасси гидравлическим цилиндром створок главных ног шасси.
При выпуске ноги жидкость из гидросистемы поступает в цилиндр створок и в замок убранного положения. Задние створки открываются. После открытия замка жидкость
поступает в подкос-цилиндр и нога выпускается. При этом тележка разворачивается и устанавливается в нормальное положение под углом 18° относительно строительной горизонтали самолета (СГС). После окончания процесса выпуска основной ноги задние створки закрываются.
Амортизационная стойка главной ноги шасси состоит из штампованного цилиндра-траверсы 7 (рис. 3.10), стальной гильзы 13, штока 40, верхнего 6 и нижнего 3 звеньев шлиц-шарниров, диафрагмы 34 с профилированной иглой 31, плунжера (поз. 10, 14, 20), поршня 18, зарядного клапана 8, верхней 27 и нижней 33 букс и обоймы 30 с уплотнительными кольцами. Цилиндр-траверса представляет собой штамповку с проушинами в верхней части для подвески к узлам крыла.
Рис. 3.10. Амортизационная стойка главной ноги:
/ — кронштейн для крепления передних и задних тормозных тяг; 2 — отверстие для болта крепления двуплечей качалки механизма запрокидывания тележки шасси; 3 — нижнее звено шлиц-шарнира; 4 — выступ уха для крепления стабилизирующего амортизатора; 5 — ухо крепления подкоса-цилиндра уборки и выпуска ноги: 6 — верхнее звено шлиц-шарнира; 7 — цилиидр-траверса; 8 — зарядный клапан; 9 — стопорное кольцо; 10 — головка плунжера; 11 — упорное кольцо; 12 — заливная трубка; 13— гильза; 14— труба плунжера; 15 — пружинное кольцо; 16 — упорная втулка; 17 — пружина; 18 — поршень; 19 — направляющая втулка: 20 — тарелка плунжера; 21 — пружинящее стопорное кольцо; 22, 23 — компрессионные кольца; 24 — пружина; 25— крючки; 26— бронзовая втулка; 27 — верхняя букса; 28 — золотниковое кольцо; 29— проушииа для крепления петли подвески; 30 — обойма с уплотнительными кольцами; 31—профилированная игла; 32 — масленка; 33 — нижняя букса; 34— диафрагма с уплотнительными резиновыми кольцами; 35 — гайка; 36 — упорная шайба; 37 — гайка; 38—контровочная шайба;
39 — контровочная скоба; 40 — шток; 41 — вилка для крепления распорной струбцины
77
Амортизационная стойка заполняется маслом АМГ-10 (ГОСТ *6794—53) в количестве 4 л, а затем заряжается азотом до давления 80+1 кГ!см2 через штуцер с зарядным клапаном 8.
Работа азотно-маслиного амортизатора основана на сжатии азота и торможении масла при перетекании его через дросселирующие отверстия из одной полости в другую с большими гидравлическими сопротивлениями. Поглощая энергию ударов, амортизатор снижает нагрузки на элементы конструкции самолета, а рассеивая ее — гасит колебания самолета. При обжатии амортизатора (прямой ход) азот сжимается и поглощает энергию удара, которая, кроме того, поглощается жидкостью при перетекании ее через дросселирующие отверстия, а также трением уплотнительных манжет и букс. Азот при сжатии практически не рассеивает энергии, и поэтому поглощенная им энергия аккумулируется, а затем передается на элементы конструкции самолета при обратном ходе амортизатора. Жидкость же, помимо поглощения, рассеивает часть воспринятой энергии, превращая ее в тепло, следовательно, эта доля энергии не будет передана обратно на элементы конструкции. Когда амортизационная стойка обжата, то усилие в ней при наезде на неровности определяется в основном только сжатием азота, так как жидкость при этом сравнительно свободно перетекает из одних полостей в другие, чем обеспечивается мягкая работа амортизационного устройства при рулении самолета.
Путь масла в амортизаторе при прямом ходе (при первом ударе и при ударе из обжатого положения) и при обратном ходе показан на рис. 3. 11:
а) нейтральное положение (перед приземлением): шток 1 находится в крайнем нижнем положении под давлением азота; крючки 8 оттягивают поршень 9 плунжера 6 вниз так, что боковые отверстия в трубе плунжера оказываются над поршнем;
б) прямой ход — первый удар в момент посадки: шток 1 с диафрагмой 11, иглой 2 и крючками 8 движется вверх; в полости Б под плунжером давление повышается вследствие уменьшения объема и дросселирования жидкости; под действием давления поршень 9 перемещается вниз, жидкость в полости над поршнем проходит через открытые отвер
Рис. 3.11. Схема работы амортизатора главной (передней) ноги шасси: а — нейтральное положение; б — прямой ход при первом ударе; в — прямой ход при ударе из обжатого положения; г — обратный ход;
1— шток; 2 — профилированная игла; 3 — плавающее кольцо; 4 — цилиндр-траверса 5— верхняя букса; 6 — плунжер; 7 — пружина; 8 — крючки; 9 — поршень; 10 — тарелка плунжера, 11 — диафрагма 78
стия в плунжере 6, а косые отверстия в днище поршня перекрываются: для перетекания жидкости остаются лишь каналы с постепенно уменьшающейся глубиной в профилированной игле 2, а также зазор между иглой и расточкой в тарелке плунжера, что и обеспечивает большое сопротивление перетеканию жидкости из полости Б в полость А; одновременно через отверстия в верхней буксе 5 жидкость из полости А перетекает в кольцевую полость В, а из полости Б — в полость В через отверстия в штоке; по мере движения штока вверх растет давление азота, которое при полном обжатии амортизатора достигает 350—450 кГ/см2;
в) прямой ход при ударе из обжатого положения (наезд на препятствие): после восприятия энергии первого удара и уравновешивания давления в полостях над тарелкой плунжера и под ней пружина 7 перемещает поршень 9 вверх до упора, открывая косые отверстия в днище поршня и боковые отверстия в плунжере; при повторном ударе при движении штока вверх для масла открывается дополнительный путь через открывшиеся отверстия, что резко уменьшает гидравлическое сопротивление при перетекании жидкости из полости Б в полость А, в результате чего амортизация смягчается;
г) обратный ход: под давлением сжатого азота шток движется вниз, объем полости Б увеличивается и жидкость перетекает в нее из полости А; бронзовое плавающее кольцо 3 перекрывает путь маслу из кольцевой полости В в полость А через отверстия в верхней буксе; масло из полости В перетекает в полость А лишь через узкую щель в разрезном плавающем кольце 3, а из полости В в полость Б лишь через калиброванные отверстия в штоке, что и обеспечивает торможение штока при обратном ходе; в конце обратного хода для смягчения удара верхней буксы об упорную гильзу калиброванные отверстия в штоке перекрываются опорной гильзой, уменьшая проток масла, чем достигается дополнительное торможение штока.
Для обеспечения нормальной работы амортизатора необходимо систематически проверять правильность зарядки амортизационной стойки азотом и маслом по высоте видимой части штока. При нормальной зарядке эта высота должна быть в пределах 100—45 мм для взлетных весов и 120—55 мм для посадочных весов самолета. Если же количество жидкости или давление азота будет меньше потребного, то при грубой посадке шток амортизационной стойки может выбрать весь свой ход. При этом не произойдет полного поглощения энергии удара и элементы конструкции самолета могут получить недопустимо большие перегрузки. Если же количество жидкости или давление азота больше потребного, то амортизационная стойка становится излишне жесткой. Поэтому когда усадка амортизатора не соответствует данным таблицы, расположенной на цилиндре амортизационной стойки, необходимо проверить давление в ней и, если оно не соответствует табличному, дозарядить ее азотом.
Если после дозаправки амортизационной стойки азотом обжатие ее велико, то стравить давление азота, проверить количество рабочей жидкости и при необходимости дозарядить стойку маслом. Для чего нужно на самолете, установленном на подъемники, при полностью выдвинутом штоке медленно (в течение 10—15 мин, чтобы предотвратить выброс масла) стравить азот через зарядный клапан с помощью специального приспособления, дать маслу в течение 1 ч отстояться, вывернуть зарядный клапан и долить необходимое количество масла АМГ-10. Затем опустить подъемниками самолет до полного обжатия амортизатора—излишек масла вытечет через зарядный штуцер. Снова поднять самолет подъемниками и зарядить амортизационную стойку азотом до давления 80+1 кГ)см2. Герметичность зарядного клапана проверяется мыльной эмульсией, а герметичность масляной полости —
79
Рис. 3.12. Тележка главной ноги:
1 — гайка крепления колеса иа оси; 2 — оси колес; 3 — масленки; 4, 12 — тормозные рычаги с фланцами; 5— болты, удерживающие ось от проворачивания; 6— штуцер; 7 — пустотелый бо.чт со штуцером; 8 — балка; 9 — узел подвески тележки; 10 — кронштейн крепления тормозных тяг, 11 — резиновый буферный упор, 13, 15 — тормозные тяги; 14 — метелка заземления
по отсутствию подтекания масла по поверхности штока. Уровень масла при полном обжатии амортизационной стойки главной ноги должен совпадать с нижним обрезом заливной трубки 12 (см. рис. 3.10), а при полном обжатии амортизационной стойки передней ноги — с нижним краем отверстия под зарядный клапан.
Тележка (рис. 3.12) главной ноги шасси состоит из продольной балки 8 в виде изогнутого пустотелого бруса круглого сечения, выполненного из высокопрочной стали ЭИ-643. По концам балки в ее головках закрепляются оси 2 колес, а в середине — узел 9 подвески тележки к амортизационной стойке. На осях колес свободно надеты тормозные рычаги 4 и 12, к фланцам которых болтами прикреплены тормозные барабаны передних и задних колес. Тормозные рычаги и барабаны удерживаются от проворачивания тормозными тягами 13 и 15. Последние передают на шток амортизационной стойки усилия, возникающие в тормозных устройствах при торможении. Тормозные барабаны обращены к балке тележки. Под балкой установлены два упора 14 (см. рис. 3.15) под головки домкратов, используемых при монтаже и демонтаже колес. На балке тележки имеется резиновый буферный упор-ограничитель 11 и метелка заземления 14 (рис. 3.12). Назначение упора-ограничителя — создавать натяг при убранной и запрокинутой тележке вследствие деформации резины при упоре буфера в шток амортизационной стойки. Для контроля за расходом смазки ЦИАТИМ-203, в оси подвески тележки вставлен указатель, выход головки которого за торец корпуса оси сигнализирует о необходимости наполнения смазки.
Колеса главных ног шасси. На тележке главной ноги установлено по четыре тормозных колеса КТ-113 с шинами 930Х305В. Каждое колесо снабжено дисковым тормозом и инерционным датчиком автомата торможения. Колесо (рис. 3.13) изготовлено литьем из магниевого сплава и представляет собой барабан с двумя ребордами, одна из которых съемная (16) для монтажа и демонтажа шины. Барабан колеса устанавливается на оси тележки на двух конических радиально-упорных подшипниках. Наружные кольца подшипников запрессованы в гнезда ступицы барабана, а внутренние кольца с роликами надеваются на ось тележки и закрепляются гайкой. Для предохранения подшипников от излишней затяжки и сохранения осевого натяга между ними на ось надевается распорная втулка 12. От осевого перемещения колесо удерживается гайкой, которая контрится болтом.
80
Рис. 3.13. Колесо КТ-113:
7 — барабан; 2 — узел растормаживания; 3 — фланец
тормозного рычага; 4 — головка штока амортизационной стойки; 5 — шестерни привода датчика автомата торможения; 6 — датчик автомата торможения; 7 — тормозной цилиндр; 8— шина колеса; 9— дисковый тормоз; 10_—сальник: 11— ось; 12— распорная втулка; 13 — гайка; 14, 17 — щитки; 15 — шпонки; 1G — съемная реборда; 18 — крепление биметаллических дисков; 19 — прижимный диск; 20 — зажим втулки регулятора зазора; 21 — металлокерамические диски
Рис. 3.14. Схема работы регулятора зазора между дисками тормозного колеса (колесо заторможено сигнализатор утоплен заподлицо
со втулкой, указывая, что пакет дисков необходимо менять):
1 — штырь-сигнализатор износа дисков; 2—стержень с нарезкой; 3 — пластинчатая пружина; 4 — узел растор маж'лвания; 5 — поршень; 6 — тормозной цилиндр; 7 — блок цилиндров; Я — прижимный диск
Дисковый тормоз колеса состоит из корпуса, в котором размещен пакет дисков, включающий четыре металлокерамических 21 и три биметаллических диска; блока с восемью гидравлическими цилиндрами 7; прижимного диска 19; инерционного датчика 6 и других деталей.
Металлокерамические диски изготовлены из отдельных секторов, склепанных попарно на стальном каркасе. Сектор представляет собой каркас из листовой стали, к которому с одной стороны припечен слой металлокерамики ФМК-11. Металлокерамические диски шипами стальных каркасов входят в пазы барабана колеса и вращаются вместе с ним. Биметаллические диски состоят из отдельных секторов, склепанных попарно на стальном кольце. Сектор изготовлен из листовой стали и залит с одной стороны легированным чугуном марки ЧНМХ. Шипами секторов биметаллические диски входят в пазы корпуса тормоза. Прижимный диск состоит из стального каркаса, к которому приклепаны биметаллические секторы. Посредством шипов каркаса прижимный диск входит в пазы корпуса тормоза. Рабочие полости всех тормозных цилиндров соединены между собой кольцевым каналом, в который через общий штуцер подается рабочая жид-
81
кость для торможения колес. Для стравливания воздуха из блока цилиндров и замера давления в блоке имеется специальный клапан с заглушкой.
Инерционные датчики автомата торможения УА-27М/13-14 крепятся двумя болтами к корпусу тормоза. Шестерня 5 инерционного датчика 6 входит в зацепление с шестерней на ступице барабана колеса.
При подаче жидкости в тормозные цилиндры поршни перемещаются в осевом направлении, выбирают первоначальный зазор 3,5—5 мм между дисками и затем прижимным диском 19 сжимают весь тормозной пакет — колесо затормаживается. Одновременно прижимный диск увлекает за собой штоки восьми узлов 2 растормаживания, сжимая их возвратные пружины, которые расположены в узлах регулировки зазоров между тормозными дисками.
При соединении линии тормозов со сливом пружины увлекают прижимный диск в исходное положение, поршни смещаются в обратном направлении и колесо растормаживается.
Регулятор зазора представляет собой втулку, на которую надета пружина узла 2 растормаживания. Во втулке установлен стержень, конец которого гайкой крепится к прижимному диску. Стержень удерживается во втулке силами трения, зависящими от затяжки болтов зажима 20 втулки. По мере износа дисков сжатие пружин при затормаживании увеличивается, пока пружины не будут ежа гы полностью. После этого прижимный диск начнет перемещаться в осевом направлении за счет вытягивания стержней из втулок. При растормаживании колес прижимный диск не доходит до первоначального положения, так как усилие возвратной пружины меньше сил трения стержня, что и обеспечивает сохранение зазора в пакете дисков в пределах 3,5—5 мм по мере износа тормозных дисков.
На новых модификациях колес по окружности тормозного устройства установлены четыре регулятора зазора (рис. 3.14), представляющие собой стержни 2 со специальной конической нарезкой, которая позволяет проходить стержню через пластинчатую пружину 3 по мере износа дисков. Назад же при растормаживании колес прижимный диск 8 смещается под действием возвратных пружин узлов 4 растормаживания на величину 3,5—5,0 мм, так как имеется свободный ход относительно конца стержня. Движение стержня назад исключается пластинчатой пружиной и нарезкой на стержне.
Для колес типа КТ-113 могут использоваться шины модели 10 или модели 7. Давление в шинах модели 10 может быть 8,5+0'5 кПсм2, а в шинах модели 7—6,5+0,5 кГ/см2.
Стояночная усадка пневматиков в диапазоне взлетных весов для модели 10— 50—60 мм, для модели 7 — 60—70 мм, а в диапазоне посадочных весов: для модели 10 — 45—55 мм, для модели 7 — 55—65 мм
На шинах колес в процессе их эксплуатации допускается: сетка старения на поверхности шины, проколы и порезы глубиной до первого корда каркаса длиной не более 40 мм; износ протектора по всей окружности без повреждения первого слоя корда. Шины с большим износом, с более глубокими порезами и проколами подлежат замене.
Маслопровод к тормозам колес каждой главной ноги шасси состоит из двух раздельных линий подвода масла к тормозным устройствам передних и задних колес. Трубопроводы закреплены на амортизационной стойке и тележке главной ноги и состоят из гибких шлангов, неподвижных и подвижных соединений, шарнирных сочленений, распределительных устройств. Распределительные устройства находятся внутри осей колес и соединены с трубопроводами пустотелыми болтами 7 (см. рис. 3.16) Масло по каналам в оси подводится через пустотелые болты 9 (рис. 3.15) и далее по соединительным трубкам попа-82
Рис. 3.15 Тормозная проводка тележки гпанной ноги шасси:
1 — тормозные рычаги; 2 — головка балки; 3 — бронзовая втулка; 4 — распределитель, 5 — ось; 6 — резиновые уплотнительные кольца; 7 — заглушка; 5 — каналы для протока рабочей жидкости; 5 — пустотелый болт;
10 — поршень; 11 — нажимный диск; 12 — трубопровод подвода рабочей жидкости к тормозам колес; 13 — колеса КТ-113; 14—упор под головку домкрата
дает в кольцевые каналы тормозных фланцев и через выходной штуцер трубопровода 12 — в тормозные барабаны.
Механизм запрокидывания тележки главной ноги шасси служит для установки тележки относительно амортизационной стойки в убранном положении колесами вверх, а в выпущенном положении — с наклоном передних колес вниз на 18°. Механизм запрокидывания состоит из стабилизирующего амортизатора 5 (см. рис. 3.9), качалки 4 и упругой тяги 3. При уборке ноги стальное ухо, ввернутое в шток подкоса-цилиндра, поворачивается вокруг оси шлиц-шарнира и рычагом давит на стабилизирующий амортизатор, качалку и упругую тягу, заставляя тележку поворачиваться вокруг оси подвески. Наличие в механизме запрокидывания упругих звеньев (стабилизирующий амортизатор, упругая тяга) предохраняет его от разрушения при обжатии амортизационной стойки в процессе движения самолета по земле, а также при выдвижении штока амортизационной стойки на взлете.
В процессе уборки и выпуска шасси стабилизирующий амортизатор и упругая тяга работают как жесткие тяги, так как начальная зарядка стабилизирующего амортизатора и предварительная затяжка пружин упругой тяги (1 500 кГ) превосходит усилия, возникающие при запрокидывании тележки. В результате обжатия стабилизирующего амортизатора и растяжения упругой тяги тележка может плавно переезжать препятствия высотой до 200 мм.
Стабилизирующий амортизатор (рис. 3.16) состоит из цилиндра 3, штока 2, упорной гайки 5, буксы 8, плунжера 9, зарядных клапанов 6 и 7. Полость А амортизатора заряжается азотом через клапан 6 до давления 130±5 кГ1см?. Уплотнительная полость Б заполняется смазкой ЦИАТИМ-203 при выдвижении плунжера 9 на 3 мм от торца буксы (при этом надо стравить давление азота). При стоянке самолета давление в полости А должно быть 175j;8 кГ/с.м2. Упругая тяга (рис. 3 17) представляет собой двойную механическую пружину одностороннего действия, работающую на растяжение.
83
1
Рис. 3.16. Стабилизирующий амортизатор:
1 — ушко крепления к рычагу уха подко-са-цилиидра; 2—шток; 3—цилиндр; 4 — компрессионное кольцо; 5 — упорная гайка; 6, 7 — зарядные клапаны; 8— букса*
9 — плунжер; 10 — штифт
Подкос-цилиндр уборки и выпуска главной ноги (рис. 3.18) одновременно является силовым и кинематическим элементом, посредством которого нога, убирается, выпускается и удерживается в выпущенном положении. На подкосе-цилиндре расположен золотниковый распределитель для подвода рабочей жидкости в соответствующие полости и концевой выключатель зеленой лампы сигнализации выпущенного положения главной ноги.
Для предотвращения резкого-срыва ноги с замка подвески в начальный момент выпуска в подкосе-цилиндре имеется ступенчатый дроссель 3, тормозящий движение-штока, а для безударной постановки ноги на замок подвески при уборке на штоке имеется дросселирующее кольцо (рабочий ход штока 740 мм). При выпущенной ноге обойма 6 входит в зацепление с цангой 5, которая в свою очередь-распирается плунжером 7 цангового замка. В момент закрытия цангового замка стержень 14 через качалку 2 обжимает концевой выключатель 1 сигнализации выпущенного положения главной ноги.
Замок подвески главной ноги, кроме фиксации главной ноги в убранном положении, обеспечивает необходимую последовательность в работе гидравлических агрегатов при уборке и выпуске шасси. Установлен замок подвески на переднем редукторе механизма задних створок гондолы шасси, закрепленном па втором лонжероне крыла.
Замок (рис. 3.19) состоит из корпуса, крюка 9, защелки 8, золотника 10, поршня 7 и других деталей. При выпущенном положении шасси замок открыт и самопроизвольно закрыться не может. При уборке шасси петля подвески входит в зев паза замка, скользит
по нему, поднимая крюк. В верхнем положении крюк запирается защелкой, золотник замка перемещается, пропуская жидкость через штуцера 3 и 4 к цилиндру задних створок на их закрытие. Одновременно с закрытием замка за-
щелка упором нажимает на шток концевого выключателя, расположенного на замке и сигнализирующего об убранном положении ноги совме-
стно с концевым выключателем, установленным на цилиндре задних створок. Сигнальная лампа загорается после срабатывания обоих выключателей, которые соединены последовательно. Поршень 7 служит 84
У-д-и-:т-м-У-и-1Й 0-Ifr 1Ь У-
о 1-)-й ie $-и
е-с ь.
Рис. 3.17. Упругая тяга:
у — крышка; 2—поршень; 3—стержень; 4 — цилиндры; 5 — тарельчатая пружина; 6 гайка: 7 — букса; 8 — ухо
Рис. 3.18. Подкос-цилиндр главной ноги (убранное положение ноги):
1—концевой выключатель; 2—качалка; 3 — ступенчатый дроссель с пружиной; 4, 11— штуцера 5—цанга; 6 — обойма цангового замка; 7 — плунжер цангового замка; 8 — пружина; 9— поршень; 10 — цилиндр; 12 — букса; 13 — шток; 14 — стержень
Рис. 3.19. Схема работы замка подвески главной ноги: а — закрытое положение; б — открытое положение;
/—6 — штуцера; 7 — поршень со штоком; 8 — защелка; 9— крюк; 10 — золотник; 11— перепускной-клапан
для открытия замка при аварийном выпуске шасси (рис. 3.19, б).
Механизмы управления створками ниши главной ноги. Ниша главной ноги после уборки шасси закрывается створками (рис. 3.20) трех видов: щитком 1, двумя передними боковыми створками 4 и двумя задними боковыми створками 10. Щиток 1 прикреплен жестко к подкосу-цилиндру 3 и закрывает вырез для него при убранном шасси. Передние боковые створки подвешены на кронштейнах 5 к петлям 6, установленным на каркасе гондолы шасси. При выпущенном положении главной ноги эти створки открыты, а при убранном положении они закрываются посредством тяг 7, соединяющих створки с кронштейнами на траверсе
85
Рис. 3.20. Схема управления створками ниши главной ноги:
/ — щиток; 2, 5—кронштейны; 3 — подкос-цилиндр; 4 — передняя боковая створка: G — петля: 7 — тяга; 8 — траверса амортизационной стойки; 9 — гидравлический цилиндр; 10 — задняя створка; // — приводные механизмы с редуктором; 12— приводные тяги: 13— замок подвески главной ноги; 14 — карданные тяги
амортизационной стойки. В убранном положении створки закрываются с некоторым натягом, предупреждающим их отсасывание в полете. Натяг створок в закрытом положении достигается изменением длины тяг 7.
Задние боковые створки 10 приводятся в действие приводными механизмами, установленными в гондоле шасси. Задние створки закрыты как в выпущенном, так и в убранном положении шасси и открываются лишь в процессе уборки и выпуска главных ног.
Механизм управления задними створками состоит из гидравлического цилиндра 9 двустороннего действия, переднего ведущего и заднего ведомого механизмов 11с редукторами, двух промежуточных карданных тяг 14, соединяющих оба редуктора, четырех приводных тяг 12 створок.
Гидравлический цилиндр 9 (рис. 3.20 и 3.21) имеет два штока, один из которых шарнирно прикреплен к кронштейну на заднем лонжероне крыла, а другой соединен с приводным рычагом ведущего редуктора, четыре шариковых замка, фиксирующих крайние положения штока и самого цилиндра, золотниковый распределитель, два перепускных шариковых клапана, три механических привода, концевой выключатель
Рис. 3.21. Гидравлический цилиндр механизма управления задними створками отсека главной ноги:
1—ушки; 2г /У —штоки; 3, 14— головки цилиндра; 4, 13—плунжеры малые; 5 — гайка; 6, 12 — кочьца; 7 — плунжеры большие; 8 — пружины; 9 — механические приводы; 10, 25 — обоймы: 15 — направляющий хомут; 16—гайка; 17 — уплотнительное резиновое кольцо; 18— буксы; 19 — головка механического привода; 20— толкатель перепускного шарикового клапана; 21— золотниковый распределитель; 22 — накидная (соединительная) гайка; 23 — штуцер подвода рабочей жидкости на открытие створки при уборке шасси; 24 — штуцер подвода рабочей жидкости иа закрытие створок после выпуска шасси
86
Рис. 3.22. Раздвижная тяга:
1, 22— ушки; 2 — контровочная гайка; 3 — боуден; 4—трос; 5 — упоры; 6 — заделка троса; 7 — ручка; 8 — наконечник; S — пробка; 10 — втулка троса; 11 — упорная шайба; 12 — винт; 13 — пружина; 14 — плунжер; 15 — муфта; 16, 19 — трубы; 17—цанга; 18 — заклепка; 20. 2/— втулки
сигнализации убранного положения главной ноги и закрытого положения задних створок. Редукторы механизма задних створок выполнены так же, как и в механизме задних створок передней ноги.
Открываются и закрываются задние створки в процессе уборки и выпуска шасси гидравлически.
На стоянке самолета можно открыть внешнюю заднюю створку каждой гондолы, для чего тяги (рис. 3.22) на внешних створках выполнены раздвижными и имеют цанговые замки. Для снятия тяг с цанговых замков и открытия этих створок необходимо открыть два лючка на внешней створке и потянуть за имеющиеся под лючками ручки с тросами. Для закрытия створки ее необходимо захлопнуть. Чтобы проверить, находятся ли створки в закрытом положении и встали ли тяги на цанговые замки, необходимо к передней части створки приложить усилие около 70—80 кГ, направленное вниз.
При выпущенном шасси задние створки закрываются не полностью, допускается провисание до 10 мм. В убранном положении шасси провисание створок недопустимо.
СИГНАЛИЗАЦИЯ ПОЛОЖЕНИЯ НОГ ШАССИ
На самолете имеется сигнализация положения ног шасси трех видов: световая, звуковая и механическая. Световая сигнализация положения ног шасси осуществляется с помощью трех зеленых и трех красных ламп, установленных,1 на щитке ППС-2МК сигнализации положения шасси, расположенном на левой приборной доске. Зеленые лампы сигнализируют о выпущенном положении каждой ноги и загораются от концевых выключателей, расположенных на механизме распора передней ноги и подкоса-цилиндра главных ног. Красные лампы сигнализируют о том, что каждая нога встала на замок подвески и все створки закрыты Эти
•87
лампы загораются при срабатывании двух концевых выключателей для каждой ноги, соединенных последовательно и расположенных на замках подвески и механизмах управления задними створками ниш шасси.
Кроме ламп, на щитке сигнализации шасси имеется табло «Выпусти шасси», которое загорается одновременно с включением сирены, сигнализирующей о невыпущенном шасси или неполностью выпущенной хотя бы одной ноге шасси при установке рычагов управления двигателями в положение малого газа. В этом случае концевые выключатели, установленные у рычагов управления двигателями правого пилота, включают цепь сирены и табло «Выпусти шасси». При необходимости сирену можно выключить кнопками, расположенными на мотопульте правого пилота.
Механическая сигнализация имеется только для передней ноги и включает сигнальный флажок с приводным механизмом на механизме распора. При полностью выпущенной передней ноге флажок поворачивается своей гранью к окошку в полу кабины экипажа, а в убранном положении ноги видно только ребро флажка.
Назначение концевых выключателей, расположенных на элементах шасси. На передней ноге шасси размещены следующие концевые выключатели.
1. На механизме распора — А812В, который:
а) включает зеленую лампу сигнализации выпущенного положения ноги;
б) отключает цепь питания крана ГА-163 из системы поворота передних колес при уборке ноги;
в) подготавливает цепь звуковой сигнализации на случай посадки с убранным шасси и отключает звуковую сигнализацию положения закрылков.
2. На шлиц-шарнире — ДП-702. Он отключает цепь управления поворотом колес после отрыва передней ноги и отключает систему АУАСП после посадки.
3. На замке подвески (правый)—А812В. Он подготавливает цепь питания красной лампы сигнализации убранного положения передней ноги.
4. На замке подвески (левый) — А812В. Он отключает наземные розетки СПУ после уборки передней ноги.
5. На редукторе механизма задних створок—А812В. Он включает красную лампу сигнализации убранного положения передней ноги и закрытого положения задних створок.
На главной ноге шасси размещены следующие концевые выключатели.
1. На подкосе-цилиндре — ДП-702, который:
а) включает зеленую лампу сигнализации выпущенного положения главной ноги;
б) подготавливает цепь управления интерцепторами;
в) подготавливает цепь звуковой сигнализации на случай посадки субранными шасси и отключает цепь звуковой сигнализации закрылков.
2. На цилиндре амортизационной стойки, связанной с верхним звеном шлиц-шарнира, — ДП-702, который при обжатой стойке:
а) включает реле блокировки выпуска интерцепторов;
б) включает шунтирующие сопротивления в обогрев стекол;
в) выключает противообледенитель стабилизатора, обогрев датчика РИ0-2М, самописец КЗ-63; полетный загружатель руля направления;
г) выключает преобразователь ПО-500 на земле в случае его автоматического включения в полете;
д) выключает лентопротяжный механизм прибора МСРП-12 (только на левой ноге шасси);
е) блокирует уборку шасси на земле (только на правой ноге шасси).
88
Примечание. Функции по пп. а, б, в и г выполняются одновременно концевыми выключателями на обеих ногах шасси.
3. На замке подвески —А812В. Он подготавливает цепь красной лампы убранного положения главной ноги.
4. На цилиндре механизма задних створок — А812В. Он включает красную лампу сигнализации убранного положения главной ноги и закрытого положения задних створок ее ниши.
5. На щитке подкоса-цилиндра — А812В. Он включает противопожарную систему в случае посадки самолета с убранным шасси.
ГЛАВА 4
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
Для управления самолетом имеются основные и вспомогательные органы. На самолете установлено двойное управление, обеспечивающее возможность одновременного или раздельного пилотирования самолета обоими пилотами со своих рабочих мест.
Основными органами управления самолетом относительно его трех взаимно перпендикулярных осей являются руль высоты, руль направления и элероны, которые приводятся в действие с помощью системы жестких тяг и качалок, соединяющих рули и элероны с колонками управления, педалями и штурвалами обоих пилотов, расположенными в кабине экипажа. Посредством педалей и дополнительной кинематики осуществляется также управление поворотом колес передней ноги при движении самолета по земле и клапанами основного торможения колес главных ног шасси.
Жесткая проводка управления, выполненная из тонкостенных дюралюминиевых тяг, в отличие от гибкой (тросовой) не вытягивается, что повышает чувствительность и надежность управления (тросы, особенно при большой длине, «пружинят» вследствие упругой деформации и у пилота создается впечатление, что управление «люфтует», т. е. рычаг управления движется, а орган управления не отклоняется). Кроме того, жесткая проводка имеет меньшее трение в сочленениях и более живуча по сравнению с гибкой. Однако жесткая система управления имеет больший вес, чем гибкая.
Все основные органы управления самолетом снабжены триммерами или триммерами-флетнерами, назначение которых создавать шарнирный момент, обратный шарнирному моменту руля, и удерживать его в отклоненном пилотом положении (триммеры как бы заменяют мускульную силу пилота). Руль высоты имеет триммеры, управляемые электрически с помощью электромеханизма или вручную с помощью штурвалов и тросов. Руль направления снабжен триммером-флетнером, который отклоняется: как триммер — электромеханизмом и как флетнер — автоматически при отклонении руля за счет кинематики. Если бы триммер был выполнен отдельно от флетнера, то своего положения при отклонении руля не менял. На внутренних секциях разрезных двухсекционных элеронов имеются триммеры-флетнеры, а на внешних — флет-неры.
В систему управления рулями высоты, направления и элеронами включены рулевые машины автопилота АП-6ЕМ-ЗП, обеспечивающие автоматическое отклонение рулей и элеронов при пилотировании самолета автопилотом. Рулевая машина автопилота представляет собой электродвигатель, крутящий момент которого передается на барабан,
89
соединенный тросами с секторными качалками систем управления рулями и элеронами. Автопилот можно включать в режимах прямолинейного горизонтального полета, прямолинейного набора высоты или снижения. Для быстрого отключения автопилота имеются кнопки на штурвалах обоих пилотов.
Для предохранения рулей и элеронов, а также систем их управления от поломок, повышенного износа и образования люфтов вследствие воздействия порывов ветра и спутных струй воздушных винтов или истекающих газов работающих двигателей других самолетов на стоянке предусмотрено стопорение рулей и элеронов. Оно осуществляется посредством механизмов, управляемых с помощью тросовой проводки рукояткой стопорения, расположенной в задней части пульта левого пилота. Чтобы самолет не смог взлететь с застопоренными рулями, система стопорения сблокирована рычагами управления двигателями, что исключает возможность запуска двигателей при застопоренных рулях.
Вспомогательными органами управления на самолете являются закрылки, стабилизатор и посадочный щиток, управление которыми осуществляется с помощью электромеханизмов, а также интерцепторы, которые выпускаются и убираются двумя гидроприводами. Электромеханизмы закрылков стабилизатора и посадочного щитка управляются переключателями, расположенными на пультах левого и правого пилотов (преимущество в управлении имеет левый пилот). При нажатии переключателя левого пилота цепь питания переключателя правого пилота размыкается, что предотвращает возможность поломки электромеханизма при одновременном включении его одним пилотом на выпуск, а другим на уборку. Таким образом, второй пилот может управлять соответствующим электромеханизмом только в том случае, когда переключатель левого пилота находится в нейтральном положении. Интерцепторы управляются переключателем, расположенным на пульте левого пилота, с помощью кнопки, находящейся под гашеткой, установленной на правом роге штурвала левого пилота. Правый пилот управлять интерцепторами не может.
Автоматы защиты сетей (АЗС) электрических агрегатов системы управления расположены на панели АЗС левого пилота (на левом борту впереди левого пилота, рис. 4.1), а АЗС указателей положения закрылков, щитка и стабилизатора— на правой панели АЗС (рис. 4.2). Автоматы защиты сетей агрегатов автопилота размещены на левой панели АЗС. Все электрические агрегаты системы управления (за исключением электромеханизмов управления закрылками, посадочным щитком, стабилизатором и автопилота) подсоединены к аварийной сети самолета, питающейся в случае выхода из строя всех генераторов от аккумуляторных батарей. Указатели положения закрылков, посадочного щитка и стабилизатора также подсоединены к аварийной сети. При переключении питания основной сети на аварийную на табло опасных режимов загорается сигнальная лампа с надписью «Аккумуляторное питание».
Продольное управление самолетом осуществляется рулем высоты, путевое — рулем направления, поперечное — элеронами. Руль высоты и элероны приводятся в действие пилотом вручную посредством колонок и штурвалов. В целях улучшения характеристик зависимости усилий на штурвале от угла отклонения элеронов в любом диапазоне скоростей в системе управления элеронами установлен постоянно включенный пружинный загружатель, создающий дополнительную нагрузку на штурвале по мере его поворота.
Управление рулем высоты и элеронами не связано с гидросистемой п нагрузка на колонке и штурвале создается от аэродинамических шарнирных моментов рулей, инерционных сил систем управления и рулей, а также от сил трения в проводке управления. Для уменьшения усилий 90
Триммеры
Злероны ЛвЬ Праб
9 §
5 5
Мар кольиеб гидроцси лит
ЛГ ЭМИ-ЗРТИ УКАЗАТЕЛИ СИРЕМЯ ЕИГНЯЛИ!. г ЛЕВ ПРЯВ | ЩИТКА | [падения ф ф ф ф ф МАДДЫ В К R Б И Н Ь‘| А Ь т D М А т СБРОС f ОГВЕШЕНИГ^. & давления СПО-4 крдсмос. 1 ф ф ф
двигатель Itdphosd Ф 1 Ф Ф
9 9 2 2 ЗПКРЬШНОРз ДАВЛЕНИЯ ЛЕЬЫИ | П PR БЫИ1 ОБОГРЕВ л , ПАбИЛИЗЯТОрЯ ФПНЯРР КИ-13 2 2 2 5 5 2 5 5 5
трпливомГр ЛЕВ . | ПРДВ. ф ф 9 9 2 2 "ко^ЯдиСГ и □ н 'И р Я ВТ ОМ ПТ | я р Т В □ ВЙНИЕ ГоздухЯ APT СИГНЯЛИ31 В ЕН Г И ДВЕРЕЙ |ЛЯТ0РЫ ЛЮКСВ 1КИПАЖА 1 * 9 9 5 10 ТРДИСПА ГАНТ 0Е6ЕЦЕНИЕ БЕЛ ОЕ КА Б И Н Ы Ф ИЛ.К1К0В ШАССИ 9 5 ГТ
1 ТХ I ВЬР ф ф ф 9 9 9 2 2 2 К В Б И н ы ф 1 ф 1 ф з кип ржр|передмей1задней 9 9 9 2 2 г
р ркходрмЁя ЛЕВЫЙ | ПРАВЫЙ ф ф 9 2 2 Ф ф П Р 0 Т И В 0 (АЭРОДРОМ^ П Р £ □ Б PR 3 О В R Т Е. Л И
питиние] ПО-М00 1 ’156 1рвЗЕРВН|рЯБ0мии ф Ф Ф <g> § f 2 2 2 ф ф Ф □БЛЕДЕ НИТЕ ЛИ ПТ-ЮОСВД РЕЗЕРВНЫЙ Ф 9 5 Ф ОБОГРЕВ СТЕКЛЯ шт у р м , ф 9 г Ф ,П„ „ |пт-1ппиц <пр-д |рдбочи Ф Ф 2 5 тсЗмо мет’Ры &| к ф В Ен Т ИЛЯ ц. ЙДИО&ЬНО- ЗУП'БЗ ОМЕР 1 1 Ф Ф 9 9 2 2 Ф Ф Ф К У Р с- МП
ДВИГАТЕЛЯ , ЛЕВЫЙ | ПРАВЫЙ ф ® 9 9 5 5 Ф Ф | КРЫЛО'I СТ Я & ИЛИ-1 ЗЯБ О А -|-И КИЛЬ | 3 ЙТОР МИКИ ф ф ф РИО-2м <g> <g> $ 10 5 10 ф Ф ф тчэ-ка IT6-I9 |тнв-15 „ ф ф 0 z г Ф Ф НА ЗЕМЛЕ Ф ЬВОЗДУХЕ 9 10 ф N1 N2 (1 а 5 5 ф Ф СИГНАЛИЗАЦИЯ О 9 3 Ф
Рис 4 1 Панель АЗС левого пилота
Рис 4 2 Правая панель АЗС
Рис. 4.3. График затухания боковых колебаний самолета (импульс рулем направления дан на скорости по прибору 523 кл/ч на высоте 5000 л)
на колонке и штурвале используются соответствующие триммеры и триммеры-флетнеры.
В системе управления рулем направления используется демпфер рыскания ДР-134М, который уменьшает период боковых колебаний самолета (ускоряет затухание их) на всех режимах полета при выключенном автопилоте. Этим улучшаются характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета, что особенно важно на взлетно-посадочных режимах. Демпфер рыскания значительно облегчает работу пилотов, особенно при полете в неспокойной атмосфере, так как он автоматически парирует колебания самолета по курсу (крену) отклонением руля направления на угол, пропорциональный угловой скорости рысканья (при выпущенных закрылках — пропорциональный угловой скорости крена). При работе демпфера рыскания более быстро происходит затухание боковых колебаний после прекращения действия возмущающей силы, т. е. число колебаний до полного затухания, амплитуда копе-баний и время полного затухания колебаний значительно уменьшаются (рис. 4.3), что снижает тенденцию самолета со стреловидным крылом к рысканию и раскачке по крену. Так, если импульс рулем направления дать на скорости по прибору 523 км/ч на высоте 5000 м, то время полного затухания колебаний без демпфера рыскания будет равно примерно 25 сек, а с демпфером рыскания — 6—7 сек.
Чувствительными элементами демпфера рыскания являются датчики угловых скоростей рыскания 27 и крена 14 (рис. 4.4), которые представляют собой гироскопы с двумя степенями свободы, реагирующие на угловую скорость вращения самолета относительно вертикальной и продольной осей. ,
Исполнительными механизмами демпфера рыскания являются две раздвижные тяги РАУ-108 (рулевые агрегаты 12 управления), установленные последовательно в системе управления рулем направления, посредством которых подается команда на гидроусилитель 9 для отклонения руля направления 7 в соответствующую сторону в зависимости от знака угловой скорости вращения самолета, полученной рулевыми агрегатами РАУ-108 от датчиков. Так как усилия, необходимые для отклонения руля направления, могут достигать значительных вели-92
чин, а штоки рулевых агрегатов управления РАУ-108 не рассчитаны на передачу больших усилий, в системе управления рулем направления после рулевых агрегатов установлен силовой гидропривод — гидроусилитель ГУ-108Д. Входной рычаг 11 гидроусилителя соединен со штоком агрегата РАУ-108 и по командам обоих рулевых агрегатов перемещает в соответствующую сторону распределительный (командный) золотник гидроусилителя. При неподвижных штоках рулевых агрегатов входной рычаг гидроусилителя управляется пилотом или автопилотом; в этом случае оба рулевые агрегата работают как жесткие тяги системы управления рулем направления.
При смещении распределительного золотника гидросмесь под давлением 100±5 кГ/см* поступает в соответствующие полости силового цилиндра гидроусилителя, шток которого через систему рычагов отклоняет руль направления в заданную сторону, преодолевая нагрузки от шарнирного момента руля. Так как гидроусилитель воспринимает на себя полностью всю нагрузку, возникающую при отклонении руля, то при бустерном управлении рулем направления нагрузку на педалях
необходимо создавать искусственно (имитировать ее). Поэтому в системе управления рулем направления установлен пружинный загружатель 19, который вступает в работу автоматически при включении гидроусилителя. Для уменьшения усилий на педалях, создаваемых этим загружате-лем, имеется электромеханизм триммерного эффекта 22, управление которым осуществляется при помощи того же переключателя 16, что и управление электромеханизмом 6 триммера 8 руля направления.
Таким образом, гидроусилитель ГУ-108Д установлен в связи с установкой демпфера рыскания для того, чтобы по его командам практически мгновенно (ввиду малого времени запаздывания гидропривода на отработку полученного сигнала) произвести соответствующую перекладку руля направления без вмешательства пилота для устранения рыскания самолета и раскачки по крену. Гидроусилитель работает в течение всего полета, отклоняя руль направления по командам демпфера фыскания, пилотов или автопилота. Демпфер рыскания работает только
Рис. 4.4. Принципиальная схема управления рулем направления:
J — педали; 2 — табло сигнальное; 3 — сигнальная лампа; 4 — переключатель управления полетным загружателем; 5 — переключатели управления каналами демпфера рыскания; 6, 22— электромеха-ннзмы МП-100МТ-36; 7 •— руль направления; 8 — триммер-флетиер; 9 — гидроусилитель ГУ-108Д; /О —ограничители отклонения руля направления; И— входной рычаг гидроусилителя; 12— рулевые агрегаты РАУ-108; 13 — рулевая машина автопилота; 14, 27 — гироскопические датчики угловых скоростей крена и рыскания; 15, 17 — лампы сигнализации нейтрального положения штоков электромеханизмов триммерного эффекта и триммера-флетнера; 16 — переключатель управления электромеханизмамн триммерного эффекта н триммера; 18—механизм включения взлетно-посадочного загружателя; 19 — взлетно-посадочный пружинный загружатель; 20 — полетный пружинный загружатель; 21 — электромеханизм МП-100М-16; 23 — переключатель клапана аварийного кольцевания гидроусилителя; 24 — гидравлический редуктор ГА-213; 25 — электромагнитный Кран TA-IGS управления гидроусилителем; 26 — переключатель управления гидроусилителем; 28—блоки демпфера рыскания
при выключенном автопилоте, так как при его включении демпфер автоматически отключается. Питается гидроусилитель от основной гидросистемы, а в случае выхода ее из строя — от автономной, причем переход с основной гидросистемы питания на автономную происходит автоматически (а в случае необходимости и принудительно). При выходе из строя обеих гидросистем гидроусилитель автоматически выключается, отключается автоматически и пружинный загружатель, создающий усилия на педалях, и пилоты переходят на безбустерное (без гидроусилителя) ножное управление. В этом случае противоположные полости силового цилиндра гидроусилителя соединяются между собой через клапан кольцевания, расположенный в поршне силового цилиндра, и, кроме того, через клапан аварийного кольцевания, дублирующий сообщение этих полостей между собой. Клапан аварийного кольцевания включается принудительно в случае отказа обеих гидросистем при выключении гидроусилителя.
Для ограничения углов отклонения руля направления на ±5° после взлета и при уборке закрылков в систему управления рулем автоматически включается полетный пружинный загружатель 20 (при включенных переключателях 26 и 4 гидроусилителя полетного загружателя; оба переключателя расположены на верхнем электрощитке пилотов).
Ограничение углов отклонения руля направления предупреждает создание значительных скольжений самолета, что могло бы привести к затенению фюзеляжем воздушного канала на входе в двигатель со стороны, обратной скольжению. Это ухудшает динамический процесс работы двигателя из-за нарушения поля скоростей воздушного потока на входе в двигатель. Заметная разница в обтекании обеих половин стреловидного крыла из-за изменения углов стреловидности полукрыльев при скольжении приводит к ухудшению характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета. При больших скольжениях самолета со стреловидным крылом появляются большие пикирующие моменты и ухудшаются продольная устойчивость и управляемость самолета, а также сильно нагружаются хвостовая часть фюзеляжа и киль на больших скоростях полета.
Все жесткие тяги систем управления рулями и элеронами проходят через роликовые направляющие (15 шт.). Направляющая представляет собой литой корпус из магниевого сплава, на котором под углами в 120° расположены три пары ушков (рис. 4.5). В ушках на болтах свободно вращаются текстолитовые ролики (ободы 3). Для уменьшения трения в проводках управления в роликах запрессовано по два шарикоподшипника 5. Роликовые направляющие предотвращают провисание и вибрацию тяг и повышают устойчивость тяг при работе на продольный изгиб. Односторонний зазор между трубой тяги и роликом должен быть не менее 0,15 мм и не более 0,8 мм. При зазоре, больше допустимого, необходимо заменить один из трех роликов на ролик с увеличенным на 0,2—0,5 мм диаметром. При односторонней выработке тяги на глубину более 0,5 мм ее разрешается повернуть на 180° в роликовых направляющих. В шарнирных соединениях жестких систем управления установлены шарикоподшипники с маслоуловительными шайбами. Шарикоподшипники заполнены смазкой ЦИАТИМ-201. Тяги управления рулями и элеронами выполнены из дюралюминиевых труб с наружным диаметром 45и40льи (толщинастенки 2,5и 1,5 леи соответственно). Для предохранения от коррозии трубы анодируются (создается защитная окисная пленка путем электролиза), а затем внутренняя и внешняя поверхности их окрашиваются грунтом АЛГ-14.
Тяги управления элеронами имеют черное маркировочное кольцо, руля направления — два черных кольца, руля высоты — три. В средней части трубы резиновыми клеймами наносится черной краской полный номер чертежа тяги.
94
Рис. 4.5. Типовая роликовая направляющая:
f — корпус; 2 — ролик; 3 — текстолитовый обод; 4— латунная втулка; 5 — шарикоподшипники
f
Рис. 4.6. Герметический узел для вывода тяг управления рулями:
1 — корпус; 2 — хомут; 3 — стяжной болт; 4 — резиновый фланец; 5—зажимная гайка; 6 — штифт;
7 — болты; 8 — масленки; 9, 11 — штоки; /0—конт ровка; 12, 15 — гайки; 13 — внутренний корпус: 14 — резиновое кольцо; 16 — сферический вкладыш;
17 — обойма
В местах технологических разъемов самолета жесткая проводка имеет разъемные регулируемые соединения. Кроме того, ввиду большой протяженности в проводке установлены регулируемые тяги (резьбовые хвостовики вильчатых наконечников тяг не должны выходить за пределы контрольного отверстия на стакане тяги).
В местах выхода жестких проводок из фюзеляжа в крыло и в негерметическую хвостовую часть фюзеляжа установлены гермоузлы (рис. 4.6). Гермоузлы для тяг управления рулями высоты и направления спарены, т. е. смонтированы в общем корпусе 1, в котором запрессованы две стальные обоймы 17, внутрь которых вставлены бронзовые сферические вкладыши 16, допускающие возможность свободной ориентировки внутренних корпусов 13, изготовленных из бронзы и запрессованных в сферические вкладыши 16.
На внутренних поверхностях корпусов 13 выточены четыре проточки, в которых находятся войлочные уплотнения, зажатые гайками 5 и 12. и резиновые кольца 14, препятствующие попаданию в корпус пыли и воды и обеспечивающие надежную герметизацию узла.
Для обеспечения смазки шаровых опор на гермоузле установлены две шариковые масленки 8 для заполнения смазкой ЦИАТИМ-203. Внутрь бронзовых корпусов 13 вставлены штоки 9 и 11, к которым присоединяются тяги управления рулями. Штоки полированы и хромированы, благодаря чему обеспечивается достаточная герметичность и небольшое трение.
Гермоузел для вывода тяг установлен на задней стенке шпангоута № 55. Для создания герметичности между фланцем гермоузла и гермостенкой шпангоута прокладывается уплотнительная лента, а контур гермовывода промазывается тиоколовой замазкой.
Для проводки тяг управления рулями высоты и направления через центроплан на переднем и заднем лонжероне его установлены направляющие узлы. Узел представляет собой литой корпус из магниевого сплава, в котором запрессованы две стальные обоймы со вставленными в них бронзовыми сферическими вкладышами. В двух проточках каждого вкладыша размещены войлочные сальники. Для смазки обоймы п сферического вкладыша на корпусе узла имеются две угловые мае зенки для заполнения смазкой ЦПАТИМ-203. Направляющие узлы негерметичны и не подвергаются специальным испытаниям на герметичность после сборки.
9’>
Герметический узел для вывода тяг управления элеронами из герметического фюзеляжа в крыло состоит из трех основных частей: верхнего литого кронштейна 3, вала 4 с двумя рычагами (верхним 2 и нижним /) и литого корпуса 5 из магниевого сплава (рис. 4.7), В корпусе узла запрессована стальная обойма, в которой вращается стальной сферический вкладыш с запрессованными в нем двумя шарикоподшипниками, затянутыми гайкой. В проточке гайки размещено войлочное кольцо. Для обеспечения герметичности в прямоугольной выточке сферического вкладыша установлено резиновое кольцо, на корпусе узла имеется резиновая накладка, прижатая сверху кольцом и укрепленная винтами. Для смазки обоймы сферического вкладыша и шарикоподшипников на корпусе 5 узла на резьбе установлена масленка 6. Для смазки шарикоподшипника, размещенного на верхнем кронштейне 3, также имеется масленка, которая устанавливается после монтажа гермоузла на самолете.
Гермоузлы элеронов устанавливаются под зализами между шпангоутами № 27 и 28 по левому и правому бортам. Для создания герметичности между фланцем корпуса гермоузла и герметической обшивкой прокладывается уплотнительная лента, а контур фланца по всему периметру промазывается тиоколовой замазкой. Верхний кронштейн 3 гермоузла крепится на переднюю стенку первого лонжерона центроплана. Доступ к гермоузлам элеронов осуществляется через два лючка на нижней обшивке фюзеляжа между шпангоутами № 27 и 28 или через съемную панель пола.
В системах управления рулями и элеронами необходимо периодически проверять усилия трения (через 1 500 ч налета). При нормально отрегулированных системах управления усилия должны быть (на стоянке):
а) в управлении рулем высоты: на себя -— 9 кГ, от себя — 2 кГ. При отклонении колонки от себя она удерживается от свободного падения в крайнем положении усилием не менее 2 кГ;
б) в управлении элеронами при отсоединенном пружинном загружа-теле — вправо и влево — 4 кГ;
в) в управлении рулем направления при отклонении педали на полный ход:
при выключенном гидроусилителе, отключенном пружинном загру-жателе и включенном клапане аварийного кольцевания на гидроусилителе — не более 12 кГ;
при включенном гидроусилителе и отсоединенном пружинном за-гружателе (клапан аварийного кольцевания выключен) — не более 4 кГ.
Максимально допустимые люфты, замеряемые по задним кромкам рулей и элеронов под нагрузкой 10 кГ в системах управления; рулем высоты — 2,5 мм;
элеронами (внутренних и внешних секций) — 4 и 6 мм соответственно; рулем направления — 8 мм.
При замерах люфтов руль высоты и элероны должны быть застопорены, а в управление рулем направления должен быть включен гидроусилитель ГУ108 Д.
96
УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ВЫСОТЫ
Управление рулем высоты осуществляется с помощью двух колонок, установленных впереди сидений каждого пилота. Управление может производиться одновременно двумя пилотами или одним из них. Колонка управления (рис. 4.8) состоит из штурвала 9, литой головки 11, дюралюминиевой трубы 7, литого колена 6 и секторной качалки 1. В головке 11 на двух шарикоподшипниках свободно вращается стальная ось 16, на консольном конце которой посредством двух шпонок закреплен штурвал 9 управления элеронами. Основание колонки, представляющее собой литое колено с рычагом 4 управления рулем высоты, поворачивается в двух литых опорах 2 и 5, закрепляемых на каркасе кабины. В каждой опоре запрессованы по два открытых шарикоподшипника, защищенные от загрязнений войлочными и дюралюминиевыми
Рис. 4.8. Колонка управления левого пилота: / — секторная качалка; 2, 5 — опоры; 3 — коромысловая качалка; 4 — рычаг управления рулем высоты; 6 — колено; 7 — труба; 8 — переключатель управления триммерами руля высоты; 9 штурвал; 10 — кнопка быстрого отключения автопилота; 11 — головка; 12 — кнопка СПУ; 13 — кнопка включения радиостанции «Лотос»; 14— гашетка; 15 — звездочка; 16 — ось; 17 — цепь; 18 — наконечник цепи; 19 — тросы КСАН-4,5; 20 — ролик оттяжной
прокладками.
Для смазки шарикоподшипников на опорах установлены масленки.
Кинематическая связь между колонками осуществляется посредством жестких тяг и качалок, соединенных шарнирными узлами (рис. 4.9).
На переднем и заднем лонжеронах центроплана установлены на-правляющие узлы, а внутри кессона центроплана — роликовые направляющие. Между шпангоутами № 41 и 42 установлена качалка, состоящая из двух поводков и стального вала. Тяги после этой качалки
перемещаются ближе к осн самолета, так как фюзеляж идет на конус после шпангоута № 37, и подходят к вертикально установленному двух-ушковому поводку. На шпангоуте № 55 установлен гермовывод 4 тяг управления рулями высоты и направления. К штоку гермовывода присоединены тяги, идущие от пилотов и от узлов управления, смонтированных на шпангоуте № 60. На задней стенке шпангоута № 60 установлена двуплечая качалка 16 и двухушковый поводок 5 секторной качалки 12, горизонтальные плечи которых соединены между собой вер гнкалыюи тягой. От секторной качалки 12 проводка управления идет вдоль заднего лонжерона киля. Этот участок проводки состоит из трех тяг, средняя из которых проложена в двух роликовых направляющих.
На заднем лонжероне стабилизатора шарнирно закреплена двуплечая качалка 11, от которой идет регулируемая тяга 10 с датчиком дублированных усилий ДДУ-1 к рычагу 6. Рычаг 6 жестко закреплен на карданном валу 8, соединяющем обе половины руля высоты.
При отклонении колонки управления на себя на 21°=Ь45' (347±Н -«.и)
4—3030
97
Рис. 4.9. Схема управления рулем высоты:
/ — колонки; 2— тяги; 3 — роликовая направляющая; 4— гермовывод; 5 — двухушковый поводок; 6 — рычаг карданного вала; 7 — датчик отклонения руля ДОР-1. 8—карданный вал; 9— руль высоты; 10 — регулируемая тяга с датчиком ДДУ-1; 11, 16 — качалки; 12— секторная качалка; 13 — барабан рулевой машины автопилота; 14, 15 — малый и большой диски редукционного барабана;
17 — кронштейн; 18— болты-ограничители; 19 — палец-ограничитель
руль высоты отклонится вверх на 22±1° (86±4 л.м). При отклонении колонки от себя на 10°_45' (156-5 мм) руль высоты отклонится вниз на 16_р (63—4 мм). Чтобы отклоненная от себя колонка не касалась приборных досок на пульте ножного управления, в верхней части средней опоры его ввернут регулируемый болт-ограничитель 12 (см. рис. 4.11), головка которого закрыта резиновым колпачком.
Ограничение отклонений руля высоты осуществляется посредством двух болтов 18 (см. рис. 4.9), ввернутых в ушки левого кронштейна 17 навески руля высоты, и пальца-ограничителя 19, запрессованного в кронштейне, жестко закрепленном на карданном валу 8. Для смягчения ударов ограничителя по головкам регулируемых болтов на них на клею поставлены резиновые буфера.
Установка рулевой машины автопилота. На оси вращения двуплечей качалки 16, установленной на шпангоуте № 60, свободно вращается редукционный барабан, состоящий из двух дисков — большого 15 и малого 14 Малый диск соединен тросами с секторной качалкой 12, а большой диск соединен тросами с барабаном 13 рулевой машины, расположенной между редукционным барабаном и секторной качалкой и закрепленной на специальном постаменте. При включенном автопилоте АП-6ЕМ-ЗП вращение барабана 13 рулевой машины вызывает вращение большого диска 15 редукционного барабана, который посредством малого диска 14 и тросов поворачивает секторную качалку 12, что приводит к отклонению руля высоты и движению всей проводки управления. 98
Максимальные углы отклонения руля высоты при работающем автопилоте: вверх— 14°±30' (55±2 мм), вниз — 7°±30' (30±2 мм).
Датчик отклонения руля ДОР-1 (7) является датчиком плавающего ограничителя, который не дает возможность отклоняться рулю высоты за один скачок более чем на 2° при работающей системе управления заходом на посадку БСУ-ЗП. Установлен датчик под обтекателем в центральной части стабилизатора.
Для предохранения от истирания защитного покрытия канавок дисков редукционного барабана и секторной качалки они должны быть заполнены смазкой ЦИАТИМ-201.
Тросы, соединяющие редукционный барабан с секторной качалкой и барабаном рулевой машины, имеют предварительное натяжение, равное 40±4 кГ при температуре 20±5°С. Диаметр тросов — 3,5 мм, тип тросов — КСАН-3,5.
Максимальный угол отклонения руля высоты вверх (22°) больше максимального угла отклонения руля вниз (16°) для того, чтобы обеспечить вывод самолета на взлетный и посадочный угол атаки, особенно при передних центровках, с сохранением требуемого запаса хода руля (10—20% от максимального отклонения) в момент отрыва передней ноги и при выводе самолета из планирования на выравнивании, когда эффективность руля занижена вследствие небольших скоростей.
УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ
Управление элеронами осуществляется двумя штурвалами, установленными в головках колонок управления. Штурвал управления элеронами закрепляется на двух шпонках на оси 16 (см. рис. 4.8), вращающейся на двух шарикоподшипниках в головке колонки управления. На этой же оси на двух шпонках закреплена звездочка 15, через которую перекинута бесшумная зубчатая цепь 17. К вильчатым наконечникам цепи присоединены тросы 19 КСАН-4,5 (канат стальной авиационный нерас-кручпвающийся диаметром 4,5 мм, имеющий натяжение 70±5 кГ при температуре 20±5°С). Тросы 19 спускаются внутри колонки в колено, где закрепляются на секторной качалке 1 регулируемым креплением для обеспечения требуемого натяжения.
Штурвалы изготовлены из магниевого сплава. На правом роге левого штурвала установлены три кнопки: К.М-4 (13) для включения связной радиостанции «Лотос», КМ-4 (12) для включения самолетного переговорного устройства СПУ-7 и 204КС для выпуска интерцепторов. Кнопка 204КС спереди закрыта гашеткой 14, снабженной пружиной. На этом же роге установлен переключатель ПНГ-15К (8) электрического управления триммерами руля высоты. На левом роге левого штурвала смонтирована кнопка 10 быстрого отклонения автопилота. Отличие штурвала правого пилота от левого пилота заключается в том, что на нем не установлена кнопка выпуска интерцепторов, а все остальные кнопки перемещены на левый рог.
Тросы управления элеронов, расположенные в колонках, имеют буквенную и цветную маркировку, выполненную на резьбовых наконечниках тросов:
буквенная ЭА, две белые полосы (при натяжении троса правый элерон отклоняется вверх);
буквенная ЭБ, одна белая и одна черная полоса (.при натяжении троса правый элерон отклоняется вниз).
Под полом кабины экипажа осуществляется кинематическая связь обоих штурвалов (рис. 4.10) тягами, рычагами и качалками. Вращение штурвала передается через цепь и тросы на сектор 17, коромысловую
4*
99
Рис. 4.10. Схема управления /, 2 — внутренняя и внешняя секции элерона; 3, 4, 5 6, 7, 11, 14, /6'— качалки; 8 — герметические новая направляющая; 15—гяга; 18 — штурвал; 19— кронштейн; 20 — болты-ограничители; 21 — ог
качалку 16, тягу 15, вторую коромысловую качалку 16 и далее через ряд тяг, поводков и качалок на элероны.
В фюзеляже до переднего лонжерона центроплана тяги проводки управления проходят через роликовые направляющие 13, общие для проводок управления рулями.
На стенке переднего лонжерона центроплана закреплена двуплечая качалка 7 с углом разворота плеч в 90°, от которой тяги идут вдоль лонжерона центроплана к верхним рычагам герметических узлов 8, расположенным по обоим бортам фюзеляжа между шпангоутами № 27 и 28. От нижних рычагов гермоузлов, находящихся в негерметпчной части, тяги идут вдоль переднего лонжерона крыла по роликовым направляющим (12 направляющих на каждом полукрыле). У нервюр № 18 и 19 тяги подсоединяются к угловой качалке 5 и переходят на задний лонжерон отъемной части крыла через специальную трубу. На заднем лонжероне установлена двуплечая качалка 4, выходной двухушковый рычаг которой соединен тягами с качалками 3, соединенными с секциями 1 и 2 элеронов посредством пальцев штампованных рычагов, шарнирно закрепленных на лонжеронах элеронов.
При вращении штурвала по часовой стрелке на 125°+6°15' правый элерон (обе секции) отклоняется вверх на 19°+1°. При этом внутренний элерон отклонится на 236+12,5 мм, а внешний — на 137+7 мм. Разница в линейных отклонениях объясняется различной длиной хорд обеих секций из-за стреловидности крыла. Замеры же отклонения внутреннего элерона производятся по его внутреннему торцу, а внешнего элерона — по внешнему торцу.
При вращении штурвала элеронов против часовой стрелки правый элерон отклоняется вниз на те же величины. При установленных штурвалах левого и правого пилота в нейтральное положение (по меткам на штурвале и головке колонки) смещение штурвалов не должно превышать 1°30'.
100
20
элеронами:
узлы; 9— рулевая машина автопилота; 10—пружинный загружатель; 12, 17 — секторы; 13 — роли-раничитель отклонения элеронов; 22 — электромеханизм управления гриммероы-флегнером
Ограничение отклонений элеронов выполнено на угловых качалках 5. В тело качалки запрессован стальной ограничитель 21, а в приливы кронштейна 19, закрепленного на переднем лонжероне отъемной части крыла между нервюрами № 18 и 19, ввернуты на резьбе два ограничителя 20, в пустотелые головки которых на клею поставлены резиновые буфера для смягчения ударов ограничителя об упоры прн резких отклонениях элеронов.
Установка рулевой машины автопилота. Между шпангоутами № 19 и 20 расположены сектор 12 и коромысловая качалка 11, сидящие на общем валу, который вращается на двух опорах, закрепленных на ба-лочках фюзеляжа. Между шпангоутами № 20 и 21 на постаменте закреплена рулевая машина 9 автопилота, с барабана которой сбегают две ветви тросов, входящие в канавки сектора 12 и закрепляющиеся на его ушках при помощи наконечников с резьбой. Исходное натяжение тросов — 40±4 кГ, диаметр тросов — 3,5 мм.
При работе автопилота АП-6ЕМ-ЗП барабан рулевой машины вращается и тросами поворачивает сектор 12, а следовательно, и коромысловую качалку 11, что приводит к перемещению всей проводки управления и отклонению элеронов.
Максимальные углы отклонения элеронов при работающем автопилоте-— ±5°30'±30' (67±6 мм для внутренних элеронов по внутреннему торцу).
Установка пружинного загружателя. Пружинный загружатель 10 смонтирован на кронштейне, закрепленном на балочке между шпангоутами № 20 и 21. Шток загружателя соединен шарнирно с коромысловой качалкой 11. Прирост величины усилия на штурвалах пропорционален увеличению угла отклонения элеронов.
При установке загружателя его пружина предварительно обжимается до усилия 12±1 кГ. Пружинный загружатель увеличивает усилия
Ю1
на штурвале на 0,5 кГ на каждый градус отклонения элеронов. На стоянке при отклонении элеронов на 19° усилие на штурвале, создаваемое загружателем, равно 12 кГ.
УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ
Управление рулем направления осуществляется с помощью педалей, установленных на пультах ножного управления против сиденья каждого пилота. Пульты ножного управления (рис. 4.11) служат для управления рулем направления, поворотом колес передней ноги шасси и клапанами основного торможения колес главных ног шасси. На трех вертикально установленных литых опорах 1, 10 и 13 неподвижно закреплена стальная труба 5, являющаяся осью вращения .механизма педалей. На этой трубе шарнирно монтируются подвески 7 с педалями 9, секторные качалки 11 с стальными накладками с шестью отверстиями, обеспечивающими регулировку педали под рост летчика посредством рукоятки 8 и стопорного пальца (общий диапазон регулировки—134 мм). На этой же стальной трубе 5 шарнирно монтируются трехплечие качалки 4. На каждой педали имеется рычаг, отлитый за одно целое с нею и соединенный тягой 17 (рис. 4.12) с рычагом трехплечей качалки 4. На втором вертикальном рычаге качалки 4 ввернут регулируемый вильчатый болт с роликом 15, который при нажатии ногой верхней части педали нажимает
на гильзу тормозного клапана УГ-92/2 (21). К нижнему, то же вертикальному, рычагу качалки 4 присоединена тормозная скоба 19 с прорезью и фасонным вырезом. Сквозь пазы скоб проходит стальная труба 27 (рис. 4.12, б); шарнирно установленная на двух крайних опорах пульта. На трубе против каждой скобы попарно закреплены стальные двуплечие качалки 20. На этой же трубе посередине закреплен рычаг 24 (рис. 4.12, в), соединенный с кнопкой стояночного тормо-
Рис. 4.11. Пульт ножного управления левого пилота:
1— бортовая опора; 2 — тяга; 3—кронштейн; 4 — трехплечая качалка; 5 — стальная труба; 6 — кнопка стояночного торможения; 7 — подвеска; 8— рукоятка стопорного механизма; 9— педаль;. 10, /3—опоры; 11 — секторная качалка: 12 — ограничитель отклонения колонки; 14 — рычаг управления рулем направления
Рис. 4.12. Связь механизма педалей и клапанов основного торможения: « — полетное положение; б — нормальное торможение; в — стояночное торможение, 4 — трехплечая качалка; 6— кнопка стояночного торможения; 10 — спора; /5 — вильчатый болт с роликом; 16— стальная накладка; 17 — тяга; 18, 23— пружины; 19— тормозная скоба; 20— качалка; 21—клапан основного торможения УГ-92/2; 22— штуцера; 24 — рычаг; 25—упорная накладка, 26 — наконечник; 27 — труба
Рис. 4.13. Схема управления рулем направления:
/ — труба с рычагами; 2 — педаль; 3— опора; 4— тяга; 5 — полетный пружинный загружатель; 6— электромеханизм МП-100М 16; 7 — коромысловая качалка; 8—пружинный загружатель ими тацпи усилий на педалях; 9—электромеханизм МП-100М-36, 10 — механизм включения загружателя; 11 — роликовая направляющая; 12 — гермовывод; 13, 18 — качалки; И — малый диск барабана; 15 — большой диск барабана; 16— рулевая машина автопилота; 17 — сектор; 19 — рулевые агрега ты РАУ-108. 20 —рычаг гидро силителя; 21 — гидроусилитель ГУ-108Д; 22 —клыки; 23 — кардан; 24 — руль направления; 25 — болты-ограннчнтели; 26 — задний лонжерон кнля; 27 — гнездо стопой кого штыря
жения посредством стального прутка, на котором расположена возвратная пружпна 23, работающая на сжатие. Управление стояночным торможением имеется только на пульте левого пилота. В верхней части средней опоры 13 (см. рис. 4.11) ввернут регулируемый болт 12 с резиновым колпачком на его головке для ограничения отклонения колонки управления от себя во избежание повреждения приборной доски. Все три опоры пульта 1, 10, 13 'крепятся болтами к каркасу пола кабины.
В кабине пилотов осуществляется кинематическая связь обоих пуль
103
тов при помощи рычагов, тяг и качалок (рис. 4.13). Между шпангоутами № 8 и 9 под полом за левым пилотом установлен пружинный загружатель 8, имитирующий нагрузки на педалях при работающем гидроусилителе, а между шпангоутами № 7 и 8 за правым пилотом установлен полетный пружинный загружатель 5, ограничивающий в полете отклонение руля направления на ±5°. Тяги управления рулем направления до шпангоута № 28 идут рядом с тягами управления элеронами и руля высоты в общих с ними роликовых направляющих 11, а после шпангоута № 28 проходят через направляющие узлы на переднем и заднем лонжеронах центроплана и через гермовывод 12 на шпангоуте № 55 рядом с тягами руля высоты. Между шпангоутами № 40 и 41 установлена в горизонтальном положении коромысловая качалка, благодаря которой тяги смещаются ближе к оси фюзеляжа. На задней стенке шпангоута № 60 установлена двуплечая качалка 13 с редукционным барабаном (диски 14 и 15). В верхней части этого шпангоута установлен сектор 17 с качалкой 18. Горизонтальные рычаги качалок 13 и 18 соединены между собой регулируемой тягой с рулевым агрегатом РАУ-108 (19, 1-й канал). Вертикально расположенный рычаг качалки 18 соединен с входным рычагом гидроусилителя ГУ-108Д (21) посредством второго рулевого агрегата РАУ-108 (2-й канал). Выходное звено гидроусилителя представляет собой карданную вилку, к которой при помощи кулисы присоединен карданный вал 23, соединенный с рулем направления 24.
При перемещении педали вперед на 125±5 мм руль направления отклоняется на 25±1° (505±20 мм; замер по нижнему торцу). Ограничение углов отклонения руля направления выполнено на узле стопорения, установленном на заднем лонжероне киля. На корпусе узла симметрично хорде руля с двух сторон приварены щеки, в которые ввернуты болты-ограничители 25, в головки которых на клею вставлены буфера из резины для смягчения ударов стальных клыков 22, закрепленных на носке руля. Максимальные отклонения руля направления регулируются упорами, установленными у входного рычага гидроусилителя. При касании входным рычагом упоров руль направления должен быть отклонен на 25е, при этом между клыками и упорами на киле должен быть зазор 2±0,5 мм.
Рулевая машина автопилота для руля направления установлена по отраженному виду рулевой машины автопилота для руля высоты у шпангоута № 60. Барабан рулевой машины 16 соединен тросами с большим диском редукционного барабана, малый диск 14 которого тросами соединен с сектором 17. Исходное натяжение тросов — 40±4 кГ при температуре 20±5°С- Углы отклонения руля направления при работающем автопилоте до ±4°30'±30' (±92±10льм).
Пружинный загружатель имитации усилий на педалях и механизм его включения (взлетно-посадочный загружатель). Внутри дюралюминиевого корпуса 11 (рис. 4.14) установлены внешние вкладыши 7 и 12г между которыми расположена внешняя пружина 10. В отрерстпя внеш-
Рис. 4.14. Пружинный загружатель имитации усилий на педалях:
/— вильчатый наконечник; 2, 4, 5, 15 — гайки; 3 — шток; 6 — распорная втулка; 7, /2 — внешни» вкладыши; 8 — внутренний корпус; 9—пружина внутренняя; 10—пружина внешняя; //—корпус;
/3—крышка; 14— контровка; 15 — гайка
104
Рис. 4.15. Механизм включения пружинного загружателя:
1 — корпус: 2— электромеханики МП-100М-36; 3—сварной рычаг с конусными пазами; 4— рычаг; 5 — вал; 6 — заглушки; 7, 8— распорные втулки; 9— возвратная пружина; 10— опорная шайба; 11— ползун; 12— гайка; 13 — гидропривод; 14— палец; 15 — коромысловая качалка; 16 — концевой выключатель А812В; 11 — масленка; 18 — шайба
них вкладышей вставлены внутренний корпус 8, т. е. гильза, а также внутренний вкладыш, распорная втулка 6 и внутренняя пружина 9. На внутреннем конце гильзы имеется внешний кольцевой буртик, который находится в сцеплении с подобным буртиком на внешнем вкладыше. На внешний конец гильзы навернута гайка 4, обеспечивающая обжатие внутренней пружины 9. Внешняя пружина 10 имеет предварительное обжатие, равное по величине конечному усилию полностью обжатой внутренней пружины 9 (при свинчивании крышки 13 и гайки 4 это нужно учитывать и не допускать их быстрого свинчивания). При растяжении загружателя внутренний вкладыш будет обжимать пружину 9, пока он не придет в соприкосновение с торцом распорной втулки 6, после чего будет происходить обжатие внешней пружины 10 внешним вкладышем 12, перемещение которого вызывает внутренняя гильза своим буртиком.
При сжатии загружателя внутренний вкладыш обжимает внутреннюю пружину до соприкосновения с торцом распорной втулки, после чего будет происходить обжатие внешней пружины вкладышем 7, перемещение которого производит гайка 4.
При полном отклонении педали вперед пружинный загружатель создает усилие 45±4 кГ.
Механизм включения пружинного загружателя, имитирующего усилия на педалях, состоит из трех основных частей (рис. 4.15): литого корпуса-кронштейна 1, гидропривода 13 и рычагов 3 и 4. В корпусе на двух шарикоподшипниках вращается стальной вал 5, на шлицах которого неподвижно закреплен рычаг 4 для подсоединения пружинного загружателя, а на гладкой части вала установлен свободно сварной рычаг 3, к ушку которого присоединен электромеханизм М.П-100М-36 (2) триммерного эффекта. Для устранения осевого перемещения рычагов между ними на валу устанавливается распорная втулка 8. На ступице сварного рычага 3 имеются два конусных паза с продольными выточками, а на поверхности вала — два продольных паза. В пазы вала и рычага входит стальной палец 14, запрессованный в бронзовый ползун 11, размещенный внутри вала. С одной стороны в ползун упирается шток гидропривода 13, а с другой — возвратная пружина 9, которая вторым концом упирается в заглушку 6, ввернутую в резьбу вала. Гидропривод соединен с гидросистемой, питающей гидроусилитель, и жидкость к нему подается через электромагнитный кран ГА-165 при включении гидроусилителя переключателем па верхнем электрощитке. При давлении гидросмеси 26±5 кГ/см2 шток гидропривода 13 перемещает ползун 11 внутрь вала на 40 льи, обжимая пружину 9 и заставляя
105
палец 14 войти в выточки конусных пазов рычага 3, соединяя его жестко с валом 5 и рычагом 4. В этом случае свободное вращение рычага 4 с валом 5 в ступице рычага 3 прекращается и пружинный загружатель в шарнире рычага 3 имеет неподвижную точку опоры. Поэтому при перемещении проводки управления рулем направления будет происходить обжатие пружин загружателя, усилие которых будет передано через звенья кинематической цепи на педали пилотов, создавая на них ощущение аэродинамической нагрузки от руля направления. Руль при этом отклоняется гидроусилителем за счет энергии давления рабочей жидкости
Для того чтобы пилот мог уменьшить усилия, создаваемые пружинами загружателя на педалях, в момент его включения автоматически включается электроцепь питания электромеханизма 2 триммерного эффекта посредством концевого выключателя 16 и коромысловой качалки 15, смонтированных в корпусе механизма включения. Причем включение пружинного загружателя и его электромеханнзма трнммирования сблокировано с электрическим управлением электромеханнзма триммера руля направления. При смещении ползуна 11 с пальцем 14 под действием штока гидропривода возвратная пружина, установленная на (коромысловой качалке 15, заставляет ее отклониться и прекратить обжатие кнопки концевого выключателя — электроцепь между переключателем на пультах управления триммерами .и электромеханизмом триммера руля направления размыкается. В этот же момент соединяется электроцепь между тем же переключателем и электромеханизмом 2 триммерного эффекта пружинного загружателя.
Таким образом, электромеханизм 2 триммерного эффекта пружинного загружателя и электромеханизм управления триммером управляются одним и тем же переключателем, расположенным на пульте управления триммерами левого или правого пилота.
Рядом с переключателем на каждом пульте имеются две белые сигнальные лампы: правая — для контроля нейтрального положения штока электромеханнзма триммерного эффекта, левая—для контроля нейтрального положения штока электромеханнзма управления триммером руля направления. При включении гидроусилителя (а следовательно, пружинного загружателя и его электромеханнзма триммерного эффекта) сигнальная лампа нейтрального положения штока электромеханизма управления триммером гаснет, а лампа сигнализации нейтрального положения штока электромеханнзма триммерного эффекта пружинного загружателя загорается (если она не загорается, необходимо добиться этого переключателем, который находится рядом с лампами, т. е. добиться нейтрального положения штока электромеханнзма). Для снятия нагрузки с педалей пилот с помощью переключателя на пульте триммеров управляет штоком электромеханнзма 2, который, выдвигаясь из корпуса или втягиваясь в него через рычаг 3, вал 5 и рычаг 4 вызывает растяжение сжатых пилотом пружин в загружателе.
В случае неисправности гидросистем при давлении гидросмеси 15±5 кГ/см2, а также при включении гидроусилителя сжатая пружина 9 выталкивает ползун 11с пальцем 14 из продольных выточек пазов рычага 3. Вал 5 и рычаг 3 разъединяются. В дальнейшем перемещение проводки управления рулем направления будет сопровождаться свободным отклонением рычага 4 и вала 5 в ступице рычага 3 без обжатия пружин загружателя. Конусные пазы в ступице рычага 3 обеспечивают при этом полное отклонение пальца 14 без соприкосновения его со ступицей.
При выталкивании ползуна с пальцем возвратной пружиной 9, а также при разъединении рычага 3 и вала 5 консольная часть пальца 14 нажимает на плечо коромысловой качалки 15, которая своим вторым плечом нажимает кнопку концевого выключателя 16: электроцепь между переключателем и электромеханизмом триммерного эффекта размыка-106
Рис. 4.16. Полетный пружинный загружатель руля направления:
J — крышка с ушками; 2 — штифт; 5, 6 — вкладыши; 4— цилиндр; 5 — пружина; 7. /2—Гайки; 8 — шток; 9 — контровочная шайба; 10 — вильчатый наконечник; 11 — штифт
4
Рис. 4.17. Установка полетного загружателя руля направления (вид сверху)-
/ — кронштейн; 2 —трехплечая качалка; 3 —пружинный загружатель: 4 — рычаг с пазом; 5 — электромеханизм МП-100М-16; б —тяга к пилоту; 7 — качалка; 3 — стопорный штырь с возвратной пружиной
ется и гаснет сигнальная лампа его нейтрального положения, если шток был в нем. Электроцепь между тем же переключателем и электромеханизмом управления триммером руля направления замыкается и загорается сигнальная лампа нейтрального положения его штока. Для защиты контактов концевого выключателя от повреждения и загрязнения на его корпусе установлен резиновый чехол.
Пружинный загружатель имитации усилий па педалях и механизм его включения расположены под полом за левым пилотом между шпангоутами № 8 и 9.
Пружинный загружатель, ограничивающий угол отклонения руля направления (полетный загружатель), и механизм его включения. Внутри цилиндра 4 полетного пружинного загружателя (рис. 4.16) установ
107
лены бронзовые вкладыши 3 и 6, между которыми в обжатом состоянии расположена пружина 5. Шток загружателя 8 оканчивается вильчатым наконечником 10. При выдвижении штока 8 из цилиндра 4 вкладыш 3 обжимает пружину 5, а при входе штока внутрь цилиндра пружина обжимается вкладышем 6, на ступицу которого давит гайка 12.
Механизм включения полетного загружателя-ограничителя (рис. 4.17) состоит из кронштейна 1, рычага 4, трехплечей качалки 2, стопорного штыря 8 и электромеханизма МП-100М-16 (5). К рычагу 4 присоединяется загружатель 3. На ступице рычага имеется прилив с выполненным на нем пазом, в который вставлена и закреплена на двух болтах стальная щека с конусным пазом. На конце кронштейна установлена качалка 7, левое ушко которой соединено со штоком электромеханизма МП-100М-16, а правое — двумя стальными серьгами со стопорным штырем 8, который свободно перемещается внутри бронзовой втулки. На стопорном штыре сверху расположена возвратная пружина, а внутри смонтирован конусный наконечник
Для управления электромеханизмом МП-100М-16 на верхнем электрощитке пилотов установлен под колпачком переключатель ППГ-15, имеющий два положения: «Включен» и «Выключен». При установке переключателя в положение «Включен» загружатель-ограннчитель отклонения руля направления включается автоматически только при включенном гидроусилителе, необжатых стойках главных ног шасси и убранных закрылках, т. е. после взлета самолета (при уборке закрылков). В этом случае через механизм концевых выключателей закрылков МКВ-36 подается питание на электромеханизм МП-100М-16, шток которого посредством качалки и серьги перемещает стопорный штырь в конусный паз рычага. Зазор, образованный между поверхностью штыря и конусным пазом, -обеспечивает отклонение проводки управления рулем направления без обжатия пружины загружателя, достаточное для отклонения руля на ±5°. При включении электромеханизма МП-100М-16 от механизма концевых выключателей закрылков МКВ-36 загорается зеленая сигнальная лампа под выключателем па верхнем электрощитке.
Для отклонения руля направления на угол более 5° необходимо приложить значительное усилие (80±8 кГ), чтобы сжать пружину полетного загружателя. В этот момент загорится сигнальная лампа на табло, установленном на приборной доске левого пилота в верхнем правом углу с информацией: «Ограничение ±5° руля направления». Механизм включения сигнальной лампы табло состоит из концевого выключателя А812В и качалки, которая приводится в действие сектором с кулачком, закрепленным на трехплечей качалке. Последняя установлена на кронштейнах на задней стенке шпангоута № 7. При отклонении проводки управления на величину, необходимую для отклонения руля направления на углы более чем 5° в любую сторону, сектор через ролик перемещает качалку настолько, что она закрепленным на ней нажимным болтом через кнопку замыкает контакты концевого выключателя, что вызывает горение лампы на табло в диапазоне отклонения руля направления от ±5° до ±25°.
Блокировка пружинного загружателя-ограничителя с гидросистемой осуществляется через концевой выключатель А812В (16 см. рис. 4.15), установленный в механизме включения пружинного загружателя, имитирующего нагрузки на педалях при работающей! гидроусилителе.
Для того чтобы отклонить руль направления на 25° при включенном загружателе-ограничнтеле, необходимо приложить усилие на педаль примерно 115± 11 кГ.
Выключается пружинный загружатель также автоматически при выпуске закрылков, обжатии амортизационных стоек главных ног шасси и в случае выключения гидроусилителя или падения давления в гидросн-108
стемах, питающих гидроусилитель, независимо от положения закрылков и обжатия амортстоек главных ног шасси.
Пружинный загружатель-ограничитель может быть выключен также принудительно независимо от состояния цепей блокировок путем перевода переключателя ППГ-15 в .положение «Выключен». Это может понадобиться при посадке с убранными закрылками, а также при заходе на посадку с одним работающим двигателем, когда закрылки выпускаются только после четвертого разворота.
Установлен пружинный загружатель-ограничитель под полом за правым пилотом между шпангоутами № 7 и 8.
ДЕМПФЕР РЫСКАНИЯ
Демпфер рыскания ДР-134М предназначен для улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета на всех режимах полета при ручном управлении (при выключенном автопилоте).
Демпфер рыскания состоит из двух автономных каналов, исполнительные механизмы которых (рулевые агрегаты управления РАУ-108) установлены последовательно в системе управления рулем направления. Комплект демпфера рыскания включает следующие агрегаты (рис. 4.18).
1. Четыре датчика ДУСУ-1-12АС, два из которых предназначены для измерения угловой скорости рыскания, а два—для измерения угловой скорости крена. Датчики подают в систему демпфера электрические сигналы постоянного тока, пропорциональные величинам угловых скоростей рыскания и крена в диапазоне угловых скоростей ±12 град!сек. При угловых скоростях более 12 град/сек датчики подают постоянный (максимальный) сигнал соответствующей полярности. Датчики представляют собой гироскопические агрегаты с двумя степенями свободы и расположены по оси фюзеляжа у шпангоута № 27 под полом.
2. Два релейно-усилительных блока РУБ-134А, предназначенных для суммирования и усиления сигналов, полученных от датчиков ДУСУ-1-12АС, жесткой обратной связи и выдачи усиленного управляющего сигнала на исполнительный механизм демпфера. Кроме того, РУБ-134А служит для регулировки передаточных отношений демпфера и характеристик линеаризирующих звеньев релейного усилителя, а также для подавления радиопомех в сети постоянного тока, создаваемых при работе демпфера (с помощью фильтра помех ФП-110). Два релейно-усилительных блока РУБ-134А и два фильтра помех установлены между шпангоутами № 60 и 62 по левому борту-
s. Блок дифференцирования и отключения БДО-134, предназначенный для выдачи сигнала, пропорционального угловому ускорению рыскания, на блок РУБ-134А. Установлен блок БДО-134 по левому борту между шпангоутами № 60 и 62.
4. Два рулевых агрегата управления РАУ-108, предназначенных для отклонения руля направления посредством гидроусилителя при получении сигналов. Рулевой агрегат управления представляет собой раздвижную тягу, состоящую из агрегата РАУ-108, в шток которого с одной стороны ввернут ушковый наконечник, а с другой — вильчатый наконечник. РАУ-108 второго канала демпфера рыскания соединяет входной рычаг гидроусилителя с рычагом секторной качалки, а РАУ-108 первого канала соединяет второй рычаг секторной качалки с рычагом коромысловой качалки. Дублирование каналов демпфера повышает надежность его работы. Ход штоков рулевых агрегатов
109
Ii <7^^
г---I
I ш5 I
I канал
РАУ-t 08
8'\ L_
Последовательная механическая связь отрадотки тяги на гидроусилитель от двух РАУ-Р-108
| шб
/ канал
ДУСУ-Р -'9
I i 1
Гш7
ИЙ
аГд
ПНК-1ЫБ
/канал \що
А БДО-Ш
ДУСУ-К
К автомату защиты АЗС-5
12_Гш17 |
И канал |
ДУ СУ-К |)
1 !ib Г'А- у9
I I И Нканал'
ДУСУ-Р
8 II И \Г~Ш75
/!канал РАУ- /08
Контрольный штепс.разъем
Рис, 4.18. Структурная схема внешних соединений демпфера рыскания ДР-134М:
1 — релейно-усилительные блоки РУБ-134А; 2 — реле ТКЕ-53ПД включения питания 36 в; 3 — фильтры помех ФП-110; / — выключатели
ВГ-15К демпфера; 5 — концевые выключатели А812В блокировки управления триммером руля направления при включенном гидроусилителе; 6 — реле ТКЕ-52ПД блокировки работы демпфера при выключенном гидроусилителе; 7 — реле ТКЕ-52ПД блокировки демпфера при включении автопилота: 8 — рулевые агрегаты РЛУ-108 ; 9 — дат
чики ДУСУ-1-12АС угловой скорости рыскания (1 и II канале), 10 — датчик ДУСУ-1-12АС угловой скорости крена (I и II канала); // — блок дифференцирования и отключения БДО-134; 12— пульт настройки и контроля ПНК-134Б; 13— концевой выключатель МКВ-36 сигнализации положения закрылков; 14 — реле ТКЕ-52ПД включения сигнала на взлете и посадке;/5 — штепсельный разъем для подключения наземного пульта контроля
РАУ-108, ограниченный концевыми выключателями, вмонтированными в агрегате, равен ±11,5±0,5 мм, а ход штоков, ограниченный механическими упорами в агрегате, равен ±13,8±0,5 мм. Максимальные углы отклонения руля направления от двух работающих рулевых агрегатов равны: при срабатывании концевых выключателей—±8о50,±10' (±170+3 мм), при срабатывании механических упоров — ±10°20'± 10' (+210±3 мм). Для парирования колебаний при левом развороте штоки РАУ-108 обоих каналов должны выдвигаться, а при правом развороте — втягиваться.
5. Пульт настройки и контроля ПНК-134Б, предназначенный для регулировки передаточного отношения угловых скоростей рыскания и крена («у и <ох) в каждом канале демпфера как на земле, так и в полете, контроля за работоспособностью демпфера в полете и при наземных проверках, а также выдачи сигнала для «завала» гиромоторов датчиков ДУСУ-1-12АС при предполетной проверке демпфера. На пульте настройки и контроля ПНК-134Б расположены:
две зеленые лампы, сигнализирующие о работе каналов демпфера (горят при установке переключателей обоих каналов демпфера на верхнем электрощитке в положение «Работа»);
потенциометры указателей положения штоков РАУ-108 (при нейтральном положении штоков указатели потенциометров также находятся в нейтральном или среднем положении);
галетные переключатели для регулировки передаточного отношения угловых скоростей рыскания и крена (<оу и их);
переключатели (под колпачками) выдачи сигналов для «завала» гидромоторов датчиков ДУСУ-1-12АС при предполетной проверке демпфера.
Расположен пульт настройки и контроля на этажерке оборудования под левой панелью АЗС (за левым пилотом).
Принцип работы демпфера рыскания. Демпфер рыскания ДР-134М во всем диапазоне полета с выключенным автопилотом работает в режиме парирования короткопериодических колебаний самолета. Для повышения надежности каналы в демпфере дублированы, причем каждый канал представляет автономную систему, установленную последовательно в управлении рулем направления.
Действие каждого канала демпфера основано на измерении угловых скоростей движения самолета относительно вертикальной и продольной x(tox) осей и преобразования измеренных величин в пропорциональные им отклонения руля направления.
Закон работы демпфера рыскания выражается формулой
ТР
Ах = ТРП'пу + 1Ло)х
где Ах — ход штока РАУ-108 от нейтрального положения, мм; и>у— угловая скорость самолета относительно его вертикальной оси (угловая скорость рыскания), град!сек; сох — угловая скорость самолета относительно его продольной оси (угловая скорость крена), град/сек.; (цю и р(1)ж—передаточные числа, представляющие отношения хода штока РАУ-108 к угловой скорости самолета относительно соответст-вующеп оси, ^рад сек ; I—постоянная времени фильтра по сигналу соу, сек (Г=2+0,6 сек);
(р = \ — оператор дифференцирования.
Сигнал по угловой скорости крена сох подключается в схему демпфера только при выпущенных закрылках.
111
Так как перемещение штока каждого РАУ-108 вызывает пропорциональное отклонение руля направления, то закон работы демпфера может быть записан в следующем виде:
ТР
"р. и = К^у' ТР + \ Шу + ^Шх Шх'
где бр.и — угол отклонения руля направления от демпфера (суммарный от двух каналов), град;
А'и, уи КШх—передаточные числа по соответствующим сигналам (суммарные по двум каналам), представляющие отношения отклонения руля направления к соответствующей угло-град-р.н вой скорости, ~д1с -~ -
Передаточные отношения Кму и Асох изменяются в диапазонах: по I каналу от 0 до 1,2 по // каналу от 0 до 1,5 -,рад1сек~
Отклонения руля направления от демпфера: / канал: рабочие ±3,8°±0,17°, максимальные ±4,6°±0,17°; // канал: рабочие
±4,8°±0,2°, максимальные ±5,7° ±0,2°.
Суммарные отклонения от двух работающих каналов: рабочие ±8°50'±10' (по концевикам), максимальные ±10°20'±10' (по механическим упорам)
В цепь сигнала ыу включен фильтр с передаточной функцией
ТР
ТР+1
с постоянной времени 7’=2±0,6 сек, предназначенный для снятия дополнительного усилия на педалях от демпфера при развороте. Фильтр пропускает только сигнал, изменяющийся с частотой более 0,1 гц, т. е. при постоянной угловой скорости разворота штоки РАУ-108 устанавливаются в нейтральное положение и не дают дополнительного отклонения руля направления, препятствующего развороту и соответственно не дают усиления на педалях.
При возникновении угловой скорости рыскания ыу оба датчика угловых скоростей ДУСУ-1-12АС рыскания выдают сигналы, которые через масштабное устройство в ПНК-134Б и дифференцирующую цепочку БДО-134 поступают на входную обмотку суммирующего магнитного усилителя РУБ-134А. Отсюда эти сигналы через усилитель блока РУБ-134А подаются на оба рулевых агрегата РАУ-108. Штоки рулевых агрегатов, выдвигаясь или втягиваясь в зависимости от знака угловой скорости и полярности сигнала, отклоняют руль направления через гидроусилитель на величину, пропорциональную угловой скорости рыскания.
При правом развороте самолета руль направления отклоняется вправо, а при левом развороте — влево. Для улучшения характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, т. е. на взлетно-посадочных режимах, при выпущенных закрылках в схему демпфера подключаются датчики по угловой скорости крена. При отклонении элеронов с появлением угловой скорости крена демпфер при получении сигналов от этих датчиков через РАУ-108 и гидроусилитель отклоняет руль направления в сторону крена. Это уменьшает скольжение самолета на опущенное полукрыло, препятствуя нарушению обтекания полукрыльев вследствие изменения угла стреловидности их, уменьшает колебания переходного процесса от угловой скорости крена, т. е. устраняет «зависание» самолета по крену при перекладке элеронов.
В схеме демпфера рыскания предусмотрены следующие блокировки.
1. Отключение демпфера при падении давления в гидросистемах или при выключении гидроусилителя через концевой выключатель 112
А812В в механизме включения пружинного загружателя, имитирующего усилия на педалях при работающем гидроусилителе, который также блокирует электромеханпзм триммера руля направления и механизмы триммерного эффекта.
2. Отключение датчиков по угловой скорости крена <ог при уборке закрылков.
3. Отключение демпфера при включении автопилота (гидроусилитель и оба пружинные загружателя, установленные в системе управления рулем направления, продолжают работать в течение всего полета при исправных гидросистемах).
При установке выключателей ВГ-15К / и II канала на верхнем электрощитке в положение «Нейтраль» демпфер рыскания отключается, штоки рулевых агрегатов РАУ-108 автоматически устанавливаются в нейтральное положение, указатели потенциометров на пульте настройки и контроля также устанавливаются в нейтраль, а зеленые лампы под ними гаснут.
Демпфер рыскания получает питание:
по постоянному току — с панели АЗС левого пилота: / канал — с шины № I, II канал — с шины № 2;
по переменному току — с распределительной коробки переменного тока с напряжением 36 в.
Питание переменным током включается автоматически при включении питания постоянным током автоматами АЗС-10.
Возможные неисправности демпфера рыскания в полете и действия экипажа
1. При отказе демпфера рыскания с выходом штока одного из рулевых агрегатов РАУ-108 па упор (стрелка указателя его потенциометра устанавливается в крайнем положении) появляется скольжение самолета, сопровождающееся заметным кренением. В этом случае необходимо парировать скольжение отклонением руля направления, а кре-нение — элеронами, затем выключить отказавший канал демпфера его переключателем на верхнем электрощитке и продолжать полет на одном канале демпфера. В момент выключения неисправного канала шток его РАУ-108 должен автоматически установиться в нейтральное положение, что вызывает резкую перебалансировку педалей. Если же шток рулевого агрегата неисправного канала не возвращается в нейтральное положение, то необходимо стрнммировать усилие на педалях и продолжать полет с педалями, смещенными от нейтрального положения.
2. При появлении раскачки самолета по курсу и по крену, тряски руля направления (указатели потенциометров обоих каналов хаотически движутся и по ним нельзя определить отказавший канал) необходимо выключить оба канала и поочередным включением определить отказавший канал и отключить его. Дальнейший полег продолжать на исправном канале. В случае неисправности обоих каналов необходимо их выключить, продолжая полет без демпфера рыскания на приборной скорости не свыше 550 км!ч. Учитывая, что при отключенном демпфере рыскания резко возрастает колебательность бокового движения самолета, следует избегать резких отклонений руля направления и элеронов.
УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ РУЛЕЙ
Управление триммерами руля высоты (рис. 4.19) осуществляется тросовой проводкой, приводимой в действие штурвалами 1, расположенными на пультах обоих пилотов, или электромеханизмом УТ-15 (10), управляемым переключателями, установленными на штурвалах
ИЗ
Рис. 4.19. Управление триммерами руля высоты:
/ — штурвалы; 2 — стр елка -указатель; 3 —узлы стыковки тросов; 4 — текстолитовая накладка; 5 — шарики-ограничители хода тросов; 6 — гермовыводы; 7 — барабан; 8 — ограничитель из пластмассы; 9— шарикоподшипник; 10 — электромеханизм УТ-15; 11—распределительный барабан; 12 — руль высоты; 13 — барабан винтового механизма; 14— кардан; 15 — латунная гайка; 16— ушковый* наконечник винта; 17 — триммер; 18 — концевые выключатели Л812В; 19— ограничительные болты;
20 — планка; 21 — движок; 22 — вал барабана
управления элеронами, пли автоматом трпммерования АТ-2 при включенной бортовой системе управления заходом на посадку БСУ-ЗП.
Механизм тросового управления триммерами, установленный на пульте левого и правого пилота, состоит из пластмассового штурвала, дюралюминиевого барабана и спирального диска, закрепленных на стальном валу, вращающемся в двух шарикоподшипниках, запрессованных в литые кронштейны. На передней стенке пульта (и на спиральном диске) прикреплена с помощью двух штифтов стрелка-указатель 2 положения триммеров, а на верхней стенке пульта — пластмассовая колодка с трафаретом и делениями. Цена каждого деления соответствует отклонению триммера на 2°30'. Тросы с барабана левого механизма спускаются под пол кабины и сзади шпангоута № б переходят на правый.борт фюзеляжа, а между шпангоутами № 11 и 12 и № 14 и 15 стыкуются с тросами, идущими от барабана правого механизма. Тросы проходят через ряд направляющих текстолитовых роликов, через гермовыводы на переднем и заднем лонжероне центроплана и на задней стенке шпангоута № 55. Гермовывод троса обеспечивает герметичность благодаря резиновому сердечнику, вставленному в текстолитовый корпус. Резина сердечника при затягивании гаек крепления корпуса гермовывода сжимается крышкой и плотно облегает трос (рис. 4.20). Но чрезмерная затяжка сердечника увеличивает трение в проводке и приводит к преждевременному его износу, поэтому для предотвращения преждевременного износа сердечника между крышкой и корпусом прокладываются шайбы, а перед монтажом сердечник густо смазывается смазкой ЦИАТИМ-203. Эксцентричность установки гермовывода относительно оси троса не должна превышать 3 мм в любую сторону.
У шпангоута № 60 тросы поднимаются вверх и идут вдоль заднего лонжерона киля к распределительному барабану 11 (см. рис. 4.19). 114
расположенному по оси самолета на заднем лонжероне стабилизатора Распределительный барабан состоит из дюралюминиевого барабана 7, жестко соединенного с валом 22, корпуса, к крышке которого крепится электромеханизм УТ-15(10). На нижней части вала 22 нарезана трапецеидальная резьба. На нее навернут латунный движок 21, к фланцу которого на двух болтах прикреплена стальная планка 20 с ввернутыми в нее двумя ограничительными болтами 19.
На приливе корпуса расположены два концевых выключателя А812В (18), контакты кото-рых для предохранения от загрязнения защищены специальными резиновыми чехлами.
На канавки нижней части барабана 7 наматываются два троса, идущие от пилотов; с канавок верхней части барабана сбегают четыре
Рис. 4.20. Герметический вывод тросов:
/ — трос; 2 — текстолитовый корпус; 3 — крышка; 4 — резиновый сердечник; 5 — болт
троса, идущие попарно в левую и правую половины руля высоты вдоль оси его вращения. Между нервюрами № 10 и 11 руля высоты тросы наматываются на барабан 13 винтовых механизмов, который соединен карданом 14 с латунной гайкой 15, имеющей внутреннюю трапецеидаль пую резьбу. Карданное соединение закрыто резиновым чехлом, оклеенным снаружи капроновым полотном. Внутрь гайки 15 входит стальной винт 16, на наконечнике которого имеется ушко с шарикоподшипником для соединения с кабанчиком триммера 17. Для смазки винтовой пары на гайке запрессована масленка.
При вращении штурвалов на пультах управления триммерами тросы через распределительный барабан и винтовые механизмы вызывают отклонение триммеров руля высоты. При вращении штурвала от себя триммеры отклоняются вверх на 8°±30'(15±1 мм), при вращении штурвала на себя триммеры отклоняются вниз на ту же величину (замеры по внешним торцам триммеров).
Ограничение максимальных отклонений триммеров при ручном управлении осуществляется с помощью текстолитовой накладки 4, расположенной на балочке у шпангоута № 21, в прорезях которой проходят тросы, и стальных шариков-ограничителей 5, установленных на тросах. При перемещении тросовой проводки на величину, соответствующую максимальному отклонению триммеров, шарик 5 упирается в текстолитовую накладку 4, так как прорезь в ней меньше диаметра
шарика, и ограничивает отклонение триммеров.
Тросовая проводка имеет предварительное натяжение 30±3 кГ (тросы, соединяющие пульты триммеров, —15±1,5 кГ) при температуре 20°С. Диаметр тросов — 2,5 мм, тип — КСАН-2,5. Тросовая проводка имеет буквенную и цветную маркировку, выполненную на наконечниках тросов (на ткани, приклеенной к ним и покрытой бесцветным лаком); буквенная — ТВА: цветная — две желтые полосы (при натяжении троса триммеры отклоняются вверх); буквенная ТВБ: цветная — одна желтая и одна черная полосы (при натяжении троса триммеры отклоняются вниз).
Разъемные соединения в тросовой проводке управления триммерами руля высоты установлены у шпангоутов № 11 и 12, 14 и 15, 39, 53 и 54, 57 и 58, на заднем лонжероне киля между нервюрами № 8 и 10 и в обеих половинах руля высоты.
Разъемные соединения представляют собой стяжные латунные муфты (тандеры), закрытые специальными чехлами из искусственной
кожи.
Тросы не должны иметь рваных жилок и нагартовки в местах соприкосновения с роликами. Направляющие ролики должны легко вра
115
щаться. На них не допускаются повреждения реборд. Полное отклонение штурвала управления триммерами на себя и от себя — 470+60° (1, 3 оборота), допустимая разность отклонений —30°. Усилие, требуемое для вращения штурвала на себя и от себя, должно быть не более 3,5 кГ. Величина люфта на внешней задней кромке триммера при усилии 10 кГ не должна превышать 3 мм. Допустимая разность показаний указателей положения триммеров на левом и правом пульте — половина деления (lo15z)-
Электрическое управление триммерами руля высоты. В верхнюю часть вала 22 (рис. 4.19) редукционного барабана 11 вставлен на шлицах выходной вал электромеханизма УТ-15. При управлении триммерами вручную вал 22 распределительного барабана вращает выходной вал электромеханизма вхолостую. При включении электроцепи управления механизмом УТ-15 переключателем под красным колпачком на верхнем электрощитке и нажатии на один из переключателей ПНГ-15К, установленных на штурвалах управления элеронами, в электромеханизме УТ-15 сработает электромагнитная муфта сцепления и вал электродвигателя Д-25А сцепляется с выходным валом электромеханизма. Вращение электромеханизма передается валу 22 распределительного барабана 7, который приводит в действие тросовую проводку и винтовые механизмы отклоняют триммеры и штурвалы на заданную величину. Максимальные углы отклонения триммеров от электромеханизма ±4°30' (7,5±1,5 мм). Эти углы ограничиваются концевыми выключателями 18, выключающими электродвигатель. При нажатии на переключатели ПНГ-15К от себя триммеры отклоняются вверх, а при нажатии переключателей на себя — вниз. После отключения электродвигателя можно при необходимости увеличить угол отклонения триммеров вниз или вверх до +8° посредством ручного управления штурвалами. Поэтому штоки концевых выключателей 18 иа распределительном барабане 11 имеют свободный ход 2—2,5 мм после пх срабатывания на отключение электромеханизма.
Положение триммеров при электрическом управлении контролируется так же, как и при ручном управлении. Для аварийного отключения механизма УТ-15 в случае какой-либо неисправности достаточно закрыть колпачок на верхнем электрощитке (выключатель ВГ-15 при этом разрывает цепь питания электродвигателя).
При включенной бортовой системе управления заходом на посадку БСУ-ЗП для управления электромеханизмом УТ-15 используется автомат триммнрования АТ-2, который входит в комплект этой системы. Автомат триммнрования включается одновременно с включением про дольного канала автопилота АП-6ЕМ-ЗП и работает в течение всего полета с работающим автопилотом до отключения последнего, обеспечивая автоматическое снятие нагрузок в системе управления рулем высоты, возникающих при изменении режима полета и центровки самолета.
Автомат триммнрования обеспечивает также сигнализацию о превышении допустимых с точки зрения безопасности полета усилий в системе управления рулем высоты и автоматическое отключение электромеханизма УТ-15 при неисправностях автомата триммнрования руля высоты, вызывающих его перекладку в сторону увеличения усилий.
Чувствительным элементом автомата триммнрования АТ-2 является датчик дублированных усилий ДДУ-1, установленный в регулируемой тяге управления рулем высоты. Максимальные углы отклонения триммеров руля высоты от работающего автомата триммнрования АТ-2 составляют: вверх — 4°±30', вниз-—7°±30'.
Датчик дублированных усилий ДДУ-1 (пружинящий механизм), поворачивающий индукционный датчик-рамку на определенную вели-116
Рис. 4.21. Управление триммерами-флетнерами элеронов:
1 — качалка; 2—задний лонжерон ОЧК: 3 — электромеханизм МП-100МТ-20; 4 — тяги; 5 — коромысловая качалка; 6 — трнммер-флетнер
чину в зависимости от усилий в тяге, соединенной с рычагом кардан-ного вала руля высоты, подает сигналы через блок управления триммером БУТ-3 на указатель автомата триммирования УАТ-3, а также на электромеханизм УТ-15, но с запаздыванием в 5+2 сек. Запаздывание нужно для того, чтобы автомат триммирования не реагировал на кратковременные действия возмущений на самолет, например порыв ветра.
Указатель автомата триммирования УАТ-3 расположен на приборной доске левого пилота, при получении сигнала от датчика ДДУ-1 стрелка его отклоняется от индекса вверх или вниз, указывая усилия в тяге управления рулем высоты. При усилиях около 30±10 кГ (сжатие) и 45+10 кГ (растяжение) стрелка подходит к одной из рисок на шкале указателя, при этом загорается сигнальная лампочка в нижней части указателя. После получения сигнала механизм УТ-15 отклоняет триммер руля высоты для триммирования усилий, стрелка на указателе возвращается к индексу, а лампочка указателя гаснет. При усилии в регулируемой тяге более ЗС КГ (сжатие) и 50 кГ (растяжение), что может быть в случае ненормальной работы автомата триммирования АТ-2, датчик ДДУ-1 дает сигнал на отсоединение электромеханнзма УТ-15 от автомата триммирования. В этом случае стрелка указателя УАТ-3 уходит за одну из рисок, горит сигнальная лампа внизу указателя и, кроме этого, загорается красная сигнальная лампа на табло отказов на левой и правой приборных досках с надписью «АТ» — автомат триммирования. Продольный канал автопилота АП-6ЕМ ЗП в этом случае отключается вследствие ограничения тяговых усилий рулевой машины.
Управление триммерами-флетнерами элеронов. На внутренних секциях левого и правого элеронов установлены триммеры-флетнеры, управляемые как триммеры электрически, а как флетнеры— автоматически кинематикой их подсоединения. Электрическое управление осуществляется двумя электромеханизмами МП-100МТ-20 (поз. 3, рис. 4.21), установленными на верхнем поясе заднего лонжерона 2 отъемной части крыла между нервюрами № 16 и 17 по одному на каждый элерон. Электромеханизмы приводятся в действие переключателями 2ПНГ-15, расположенными на пультах управления триммерами у левого и правого пилотов. Рядом с переключателями установлены белые лампы сигнализации нейтрального положения триммера правого элерона. При нажатии на переключатель 2ПНГ-15 шток электромеханнзма 3, выдвигаясь пли втягиваясь, через качалку 1, тягу 4, коромысловую качалку 5, установленную на лонжероне элерона в литом кронштейне, и тягу 4 отклоняет в соответствующую сторону триммер 6 элеронов (на поднятом элероне вниз, на опущенном вверх) Полный рабочий ход штока электромеханнзма от нейтрального положения для отклонения тримме-
117
ра на максимальный угол вверх и вниз составляет ±8 мм, время отклонения триммера от нейтрального до крайнего положения —4,3— —6,2 сек. Внутри каждого механизма имеются три концевых выключателя: два — для ограничения хода штока, т. е. отключения электромеханизма при крайних положениях триммеров, а один — для сигнализации нейтрального положения триммера. Сигнальная лампа горит при положении штока в диапазоне ±1 мм от нейтрального положения. При отклонении переключателя 2ПНГ-15 вправо правый триммер отклоняется вниз, левый — вверх. Максимальный угол отклонения — ±3°±30' (±6 мм по внешним торцам). Электромеханизм можно включать при любом положении элеронов.
Для уменьшения усилий от шарнирного момента элеронов на штурвалах управления элеронами флетнер автоматически уменьшает величину момента вследствие образования угла между хордой элерона и хордой триммера при отклонении элерона (вследствие автоматического отклонения флетнера в сторону, противоположную отклонению элерона). При отклонении элерона вверх коромысловая качалка 5, жестко соединенная через тягу 4 и качалку 1 с электромеханизмом (в даннып момент неработающим), останется неподвижной, в результате чего флетнер автоматически отклонится вниз. При максимальном отклонении элеронов на ±19° флетнер отклоняется на угол ±6°±30' (12±1льм), т. е. между хордой элерона и флетнера образуется угол, равный этой величине. Он ограничивается отклонением самого элерона. После этого триммер-флетнер можно еще отклонить электрически. Суммарные отклонения триммера-флетнера в одну сторону—±9°±Г(18±2 мм). Коэффициент сервокомпенсацип (КСК) флетнера элеронов, представляющий собой отношение отклонения флетнера к отклонению элерона, равен 0,3 (на внутренних и внешних секциях).
Синхронизация положения триммеров-флетнеров элеронов. Ввиду возможной разницы в скоростях движения штоков электромеханизмов в процессе эксплуатации могут быть случаи рассогласования положений левого и правого триммеров. Для контроля за их взаимным положением и согласования положений на щитке запуска двигателей установлен пульт синхронизации триммеров элеронов. На пульте синхронизации расположены: нажимный переключатель ПНГ-15К, включенный в цепь управления электромеханизмом левого элерона, сигнальная лампа нейтрального положения штока этого электромеханизма и концевой выключатель Д-701 (при закрытии крышки пульта запуска он разрывает цепь лампы, чтобы она не горела в полете). Синхронизация положения триммеров элеронов производится перед полетом на земле в следующем порядке.
1. Переключателем управления триммерами элеронов на одном из пультов триммеров установить в нейтральное положение триммеры до загорания ламп на пультах, подсоединенных к концевому выключателю нейтрального положения штока электромеханизма правого элерона.
2. Открыть крышку пульта синхронизации и добиться нажимным переключателем загорания сигнальной лампы на пульте синхронизации, подсоединенной к концевому выключателю нейтрального положения штока электромеханизма левого триммера.
Синхронизация считается достигнутой при одновременном горении трех ламп сигнализации: одной на пульте синхронизации и двух на пультах триммеров пилотов.
3. Закрыть крышку коробки запуска.
Предупреждение. Запрещается производить синхронизацию триммеров элеронов в полете.
Управление флетнерами элеронов. На внешних секциях правого и левого элеронов установлены флетнеры. Флетнеры отклоняются автоматически аналогично флетперам внутренних секций той же кинематн-118
кой, что и при управлении триммерами-флетнерами при неработающем электромеханизме. Отличие в кинематике состоит лишь в том, что тяга флетнера закреплена к профилю, приклепанному на задней стенке лонжерона крыла, а в управлении триммером-флетнером его тяга через качалку соединена со штоком электромеханизма.
Отклонения флетнеров внешних секций-—±6°+30'(12±1 мм) при полных отклонениях элеронов. Замеряются отклонения по внутреннему юрцу флетнеров. Допустимые максимальные люфты у триммеров-флет-неров внутренних секций элеронов — 2 мм, у флетнеров внешних секций элеронов— 1,5 мм, при этом к их задним кромкам прикладывается нагрузка 10 кГ.
Управление триммером-флетнером руля направления. На руле направления установлен триммер-флетнер, который управляется так же, как триммеры-флетнеры элеронов. Электрически триммер управляется только при выключенном или вышедшем из строя гидроусилителе посредством электромеханизма МП-100МТ-36, установленного на заднем лонжероне киля. Электромеханизм триммера приводится в действие нажимными переключателями 2ПНГ-15, расположенными на пультах триммеров левого и правого пилотов. Для контроля нейтрального положения триммера рядом с переключателем установлена белая сигнальная лампа. При отклонении переключателя вправо триммер отклонится влево на угол 3°30'±30'(17±2,5 мм). Полный ход штока электромеханизма от нейтрального до одного из крайних положений—18 мм, время перекладки триммера — 10—14 сек, после чего электромеханизм выключается концевыми выключателями, установленными в нем. При отклонении переключателя влево триммер отклонится вправо на ту же величину. Электромеханизм можно включать при любом положении руля.
В полете триммер практически никогда не работает от электромеханизма, так как в течение всего полета гидроусилитель включен и цепь питания электромеханизма триммера разомкнута концевым выключателем А812В на механизме включения пружинного загружателя. Электрическое управление триммером необходимо только при безбустер-ном управлении рулем. Как флетнер триммер-флетнер руля направления работает автоматически при отклонении руля в течение всего полета. При максимальном отклонении руля направления флетнер отклоняется вправо и влево на углы 17°30'±30/(84±2,5 мм). При несоблюдении этого условия при правом и левом разворотах нагрузки на педалях будут разные. Предельное отклонение флетнера ограничено отклонением руля. Суммарное отклонение триммера-флетпера в одну сторону —2Г±1°(Ю1 ±5 мм) и замеряется по верхнему торцу. Коэффициент сервокомпенсации флетнера равен 0,7. Люфт по задней кромке триммера-флетнера под нагрузкой 10 кГ допускается не более 2 мм.
УПРАВЛЕНИЕ МЕХАНИЗМАМИ СТОПОРЕНИЯ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
Управление механизмами стопорения осуществляется тросовой проводкой с помощью рукоятки 6, установленной на пульте левого пилота (рис. 4.22). С ролика рукоятки спускаются под пол два троса, которые по системе оттяжных и выравнивающих роликов идут по левому борту фюзеляжа над тягами управления рулями и элеронами. На шпангоуте № 19 проводка системы стопорения переходит на правый борт и идет рядом с проводкой управления триммерами руля высоты. Между шпангоутами № 24 и 26 к основной проводке с помощью специального разъемного соединения прикрепляются два троса, идущие к механизму стопорения проводки элеронов, смонтированному на литом кронштейне на переднем лонжероне центроплана. В приливе кронштейна запрессована бронзовая втулка, в которую входит стопорный штырь. На качалке управления элеронами закреплен стальной сектор 13 со стопорным
110
Рис. 4.22. Управление механизмами стопорения рулей и элеронов:
1— кулачок; 2— вал; 3— ролик рукоятки; 4—сектор; 5 — концевой выключатель Л812В; 6 — рукоятка стопорения; 7 — рычаг управления двигателем; 8 — ролнк; 9— конусный наконечник: 10 — пружина внутренняя; 11 — корпус стопорного штыря; 12 — щека; 13 — сектор; 14 — кронштейн навески руля высоты; 15 — качалка; 16—серьга; 17 — пружина; 18 — ограничитель отклонения руля высоты; 19 — карданный вал; 20 — ограничительные болты
конусным пазом. В него при стопорении системы управления входит стопорный штырь 11, ушко которого соединено двумя стальными серьгами 16 с малым плечом литой качалки 15. Ее большое плечо соединено с тросовой проводкой. На штыре установлена возвратная пружина, исключающая возможность самопроизвольного стопорения, так как в случае обрыва тросов опа, разжимаясь, выведет штырь из гнезда. Для предотвращения чрезмерного истирания хромированной поверхности сектора и штыря при скольжении последнего до совпадения с гнездом сектора внутри стального корпуса 11 штыря установлен конусный наконечник 9 из стали ЗОХГСА, на штоке которого размещена внутренняя пружина 10. Пока конусный паз сектора не встанет против штыря, конусный наконечник, обжимая внутреннюю пружину, скользит по по верхности сектора 13, но при подходе гнезда плотно входит в него и стопорит управление. Наличие смазки в стопорном гнезде может привести к самопроизвольному расстопореншо, а загрязнение его — к ненадежному стопорению. Поэтому в процессе эксплуатации необходимо периодически (при проведении 250-часового регламента) проверять чистоту гнезд и штырей и протирать их чистой сухой ветошью.
Механизмы стопорения рулей высоты и направления выполнены так же, как и механизм стопорения элеронов. Они расположены
для стопорения руля высоты — на литом кронштейне, закрепленном на правом кронштейне навески руля высоты; а стопорное гнездо сделано в стальной щеке, вставленной в прорезь рычага, закрепленного жестко на карданном валу руля высоты;
для стопорения руля направления — на литом кронштейне, закрепленном на заднем лонжероне киля, а стопорное гнездо сделано в стальной щеке, вклепанной в носок руля у нервюры № 1, — межд> клыками-ограничителями отклонения руля.
Тросы стопорения рулей проходят рядом с тросами управления триммерами руля высоты через гермовыводы на шпангоуте № 55 и на шпангоуте № 60 поднимаются к заднему лонжерону киля. В средней части шпангоута № 60 тросы разветвляются на дне пары, два из которых подходят к узлу стопорения руля направления, а два других поднимаются вдоль заднего лонжерона киля к узлу стопорения руля высоты.
120
Для стопорения органов управления необходимо установить педали и штурвал элеронов в нейтральное положение, колонку управления отклонить полностью вперед и убедиться, что рычаги управления двигателями находятся в крайнем заднем положении («Останов»). После этого необходимо поднять вверх кнопку рукоятки стопорения вверх и переместить рукоятку вперед до входа стопора в паз сектора. Руль высоты стопорится в крайнем нижнем положении, чтобы отклоненный на стоянке руль создавал на стабилизаторе при обтекании его встречным ветром положительную подъемную силу (направленную вверх), момент которой стремился бы прижимать нос самолета к земле, предотвращая тем самым возможность опрокидывания самолета на хвост под действием сильного порыва ветра. Кроме того, стопорение руля высоты в крайнем нижнем положении исключает вероятность самопроизвольного его стопорения в полете, так как руль высоты ни на одном режиме полета не отклоняется полностью вниз и создает удобства при эксплуатации самолета на земле: пилоты имеют возможность свободно сесть в кресла.
Для устранения возможного повреждения стопорного механизма руля направления при включенном гидроусилителе (при нажатии на педали вследствие люфтов в проводке гидроусилитель стремится отклонить руль направления) система стопорения сблокирована с системой включения электромагнитного крана гидроусилителя при помощи концевого выключателя А812В (5) (см. рис. 4.22), приводимого в действие кулачком 1, закрепленным на валу 2 рукоятки стопорения 6. При стопорении рулей концевой выключатель размыкает цепь между переключателем и электромагнитным краном гидроусилителя, а при снятии рулей со стопора замыкает ее.
Тросовая проводка управления стопорными механизмами имеет предварительное натяжение при температуре 20°С‘ от пульта управления до шпангоута № 24 — 30±3 кГ; от шпангоута № 24 до шпангоута № 60 — 20±3 кГ; в остальных местах—10±1,5 кГ. Тросы —типа КСАН-3,5.
Величина зазоров между торцовыми поверхностями штырей и стопорных гнезд в положении «Расстопорено» для стопоров: элеронов — 9 .«.и, руля высоты —6±0,5 мм, руля направления—6±0,5 мм.
На наконечниках тросов системы стопорения имеется буквенная и цветная маркировка: буквенная-—СА; цветная — две красные полосы (при натяжении троса рули и элероны стопорятся); буквенная—-СБ: цветная — одна красная и одна черная полосы (при натяжении троса рули и элероны снимаются со стопора).
Разъемные регулируемые соединения тросов системы стопорения осуществляются с помощью стяжных латунных муфт (тандеров), расположенных у шпангоутов № 10, 11, 28, 39, 54, 60 и на заднем лонжероне киля между нервюрами № 7 и 9.
УПРАВЛЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРОМ
Для обеспечения возможности эксплуатации самолета в более широком диапазоне центровок стабилизатор выполнен переставляемым (управляемым). Отклонение его в пределах от —Г35' до —3° относительно строительной горизонтали самолета (СГФ) на взлете и посадке способствует увеличению отрицательной подъемной силы и, следовательно, кабрпрующего момента горизонтального оперения. Это позволяет пилоту произвести подъем передней ноги и вывести самолет на взлетный угол атаки 9—10° с приемлемыми для него усилиями даже при взлете или посадке с передними центровками самолета при сохранении требуемого запаса хода руля высоты.
121
Рнс. 4.23. Управление стабилизатором:
/— > к’ктромехашим MVC-7A; 2— гнездо для ручного привода; J—кронштейн; 4— ц«ягфа поцьем-«ика; 5—механизм концевых выключателей МКВ-38; 6 ~~ винтовой подъемник; 7— шарнир; <8 — качалка; 9—серьга; 10 — кронштейн; 11 — узел крепления стабилизатора; 12 — датчик положения стабилизатора; 13 — пружины; 14 — упор
Необходимость перестановки стабилизатора на больший отрицательный угол при взлете вызвана значительным пикирующим моментом, создаваемым реактивной тягой двигателей на взлетном режиме из-за высокого расположения двигателей относительно центра тяжести самолета. Кроме того, пикирующий момент при разбеге создают силы трения колес и силы реакции основных стоек шасси. В зависимости от заправки самолета топливом расстояние между линией действия реактивной тяги двигателей и центром тяжести самолета составляет 650—750 мм. Поэтому пикирующий момент, создаваемый суммарной реактивной тягой (13 600 кГ) обоих двигателей на взлетном режиме, примерно равен 9 000—10 000 кГм и без перестановки стабилизатора пилоту надо было бы приложить значительные усилия для парирования этого момента, особенно при передних центровках самолета.
Поворот стабилизатора происходит в задних узлах И (рис. 4.23) крепления его на киле и осуществляется шарнирным механизмом передней подвески стабилизатора, состоящим из серьги 9 и качалки 8, установленной на фитингах-кронштейнах переднего лонжерона киля. На нем же в кронштейн 3 установлен винтовой подъемник 6 стабилизатора, шарнирно соединенный с рычагом, отлитым за одно целое с качалкой 8. На этом кронштейне установлен электромеханизм 1 управления стабилизатором МУС-7А, выходной вал которого соединен через кардан с винтом подъемника 6. При включении электромеханизма вращается винт подъемника, а гайка подъемника, перемещаясь по винту, поворачивает соединенную с ней качалку 8 с рычагом и посредством серьги 9 отклоняет стабилизатор вниз. В основном (полетном) положении стабилизатора (угол установки —ГЗО' относительно СГФ) шарниры передней подвески стабилизатора образуют кинематический замок, т. е. все три оси шарниров серьги 9 и качалки 8 располагаются в одной плоскости.
Для повышения надежности фиксации системы в положении кинематического замка рычаг качалки 8 удерживается двумя мощными пружинами 13, препятствующими складыванию замка, а под рычагом на переднем лонжероне киля закреплен упор 14, в который упрется рычаг в случае разрушения соединения гайки подъемника с рычагом. В электромеханизме МУС-7А установлены два электродвигателя Д-600ТВ, связанные между собой через суммирующий дифференциальный редуктор и питающиеся от отдельных электроцепей. В случае выхода из строя 122
одного из электродвигателей или цепи его питания стабилизатор перемещается оставшимся исправным электродвигателем, но со скоростью вдвое меньшей, чем при перестановке от двух работающих электродвигателей.
При достижении стабилизатором крайних положений (—1°35' пли —3°) электромеханизм МУС-7А автоматически выключается концевыми выключателями механизма МКВ-38 (5), установленного на подъемнике 6 стабилизатора (система управления стабилизатором при этом стопорится посредством тормозных муфт электромеханнзма). Перемещение стабилизатора за пределы крайних положений в случае неисправности механизма МКВ-38 ограничено механическими упорами, встроенными в подъемник стабилизатора.
При перегрузке выходного вала электромеханизм переходит в режим пробуксовки, ограничивая момент, нагружающий систему управления стабилизатором, величиной 7,5—10 кГм. Для регулировки и проверки системы в обесточенном состоянии на земле перемещение стабилизатора может осуществляться вручную с помощью съемной рукоятки ручного привода механизма МУС-7А. Для уменьшения трения и повышения к. п. д- винтовой пары подъемника перемещение гайки по винту осуществляется на шариках, заполняющих три секции в гайке, каждая из которых образует отдельную замкнутую цепочку шариков.
Управление стабилизатором осуществляется нажимными переключателями 2ПНГ-15 «Кабрирование» и «Пикирование», размещенными на пультах триммеров. Положение стабилизатора контролируется по дистанционному указателю положения стабилизатора УПС-1К, расположенному на средней приборной доске. Датчик ДЗП-47 указателя 12 установлен в хвостовом обтекателе киля за задним лонжероном стабилизатора и связан с последним тягой. Время перемещения стабилизатора от 0° до —1°30' по УПС-1К на земле при совместной работе двух электродвигателей— не более 5,5 сек, при раздельной работе каждого электродвигателя — не более 11 сек (раздельная работа электродвигателей осуществляется выключением соответствующего АЗС па панели АЗС левого пилота). Максимально допустимая скорость по прибору для перестановки стабилизатора — 400 км!ч.
УПРАВЛЕНИЕ ЗАКРЫЛКАМИ
Управление закрылками (рис 4.24) — электромеханическое, осуществляется электромеханизмом МПЗ-18А-5 (/), крутящий момент которого передается посредством трансмиссии восьми винтовым подъемникам 8, связанным непосредственно с закрылками. Электромеханнзм МПЗ-18А-5 управляется переключателями нажимного типа: на мотопульте левого пилота установлен переключатель ЗППНГ-15К, а на мотопульте правого пилота—переключатель 2ПНГ-15.
Электромеханизм МПЗ-18А-5 расположен под полом на заднем лонжероне центроплана по оси самолета и состоит из двух электродвигателей Д-600-5, связанных между собой через суммирующий дифференциальный редуктор, который передает вращение на выходной вал механизма, приводящий в действие трансмиссию закрылков. Установка двух электродвигателей повышает надежность работы электромеханнзма, так как в случае отказа одного из электродвигателей обеспечивается выпуск или уборка закрылков от другого, но за время вдвое большее. Каждый из электродвигателей имеет независимую цепь управления, защищенную АЗС, установленными на панели АЗС левого пилота.
При крайних положениях закрылков электродвигатели автоматически выключаются концевыми выключателями механизма концевых выключателей МКВ-36 (4), который расположен на валу трансмиссии слева от электромеханнзма МПЗ-18А-5. Полый червячный вал механиз-123
Рис. 4.24. Схема управления закрылками:
/ — электро механизм МПЗ-18А-5; 2 — герметические узлы; 3—карданный узел; 4— механизмы концевых выключателей МКВ-36; 5 — валы трансмиссии; 6 — задний лонжерон; 7— балка; 8— винтовой подъемник; 9 — направляющий рельс; 10 — закрылок; 11— механизм датчика ДЗП-47
ма МКВ-36, вращаясь вместе с трансмиссией, поворачивает червячное колесо, на валу которого расположены два кулачка, обжимающие рычаги. Они нажимают кнопки двух микровыключателей для одновременного отключения электродвигателей при крайних положениях закрылков В случае неисправности механизма МКВ-36 ход закрылков ограничивается упорами в винтовых подъемниках. Для предохранения электромеханизма МПЗ-18А-5 и всей системы управления закрылками от перегрузки дисковая фрикционная муфта, встроенная в электромеханизм, пробуксовывает при крутящем моменте на выходном валу 12—16 кГм. Справа от механизма МПЗ-18А-5 на валу трансмиссии установлен второй механизм концевых выключателей МКВ-36, предназначенный для управления электроцепью звуковой сигнализации ( в случае выпуска закрылков на взлете на угол менее 18° или более 22° при выводе обоих двигателей на взлетный режим включает цепь сирены) и управления электроцепью питания крана ГА-163 системы управления поворотом колес передней ноги. Кроме того, механизмы концевых выключателей МКВ-36 обеспечивают: управление электромеханизмом полетного пружинного загружателя руля направления, переключение режимов работы системы АУАСП-15 Кр со взлетно-посадочного на полетный и, наоборот, управление электроцепью питания лампы-табло «Выпусти шасси» прибора ППС-2МК и управление электроцепями подключения датчиков угловых скоростей крена из комплекта демпфера рыскания. Для обеспечения нормальной работы механизмов МКВ-36 периодически проверяется их регулировка. Для выполнения взлета с закрылками, выпущенными на 10° (с ВПП с плохими воздушными подходами, при высокой температуре наружного воздуха и при полной загрузке), необходимо выключить АЗС сирены на правой панели АЗС, а после уборки закрылков включить его.
Трансмиссия закрылков проходит по лонжерону № 2 крыла и состоит из отдельных трубчатых валов, связанных посредством карданных узлов 3. Карданные узлы служат также для компенсации монтажных перекосов в узлах трансмиссии и для связи с валами трансмиссии, расположенными под углом к ней. Кроме того, карданы исключают изгиб п заклинивание трансмиссии при деформациях крыла. Осевые шлицы в карданах позволяют валам трансмиссии удлиняться или укорачиваться при деформациях крыла. Опорами для валов трансмиссии являются кронштейны-подвески с игольчатыми подшипниками. Трансмиссия стыкуется с электромеханизмом МПЗ-18А-5, подъемниками и редукторами посредством шлицевых соединений. В местах выхода трансмиссии из фюзеляжа установлены герметичные узлы 2.
124
Рис. 4.25. Винтовой подъемник закрылка:
I — пробка; 2— коническая шестерня ведомого вала; 3—винт; 4— передний упор; 5—буфер; 6— -сальник; 7, 11, 16 — телескопический кожух; 8 — узел крепления к закрылку; 9 — задний упор; 10 — вильчатый наконечник ходовой гайкн; 12 — винт; 13 — гайка; 14 — втулка; 15 — кольцо; /7 — головка корпуса; 18— вал с ведущей шестерней
Подъемники закрылков (рис. 4.25) представляют собой винтовые механизмы, преобразующие вращение трансмиссии в поступательное движение гайки 13 подъемника, соединенного с закрылком (вильчатая труба,прикрепленная к гайке, соединяется со шкворнем закрылка). Для уменьшения трения в винтовой паре и повышения ее к. п. д. выбрана пара качения. Шарики заполняют две секции в гайке, каждая из которых образует отдельную замкнутую цепочку шариков- На внешней поверхности гайки сделаны два свободных канала (по одному для каждой секции), замыкающие контур, по которому катятся шарики при работе винтовой пары. После прохода контура шарики направляются зубом-отражателем по обводному каналу обратно в начальные витки контура. Перемещение гайки вдоль винта ограничивается двумя упорами на винте: передний (верхний) упор 4 ограничивает движение гайки при уборке закрылков, а задний (нижний) упор 9 — при выпуске их на посадочный угол 38°.
Винт и гайка закрыты телескопическим кожухом, защищающим рабочие поверхности винтовой пары от загрязнения. Контроль за положением закрылков осуществляется по двум указателям УЗП-47, расположенным на средней приборной доске пилотов- Датчики положения закрылков ДЗП-47, входящие в комплект УЗП-47, установлены на концах валов трансмиссии управления левым и правым закрылком вблизи крайних подъемников внешних закрылков, что обеспечивает сигнализацию работы всей трансмиссии.
Указатели показывают углы отклонения внутренних закрылков, которые выпускаются при взлете в нормальных условиях на 20° (на предварительном старте) и при посадке на 38° (в два приема: после третье!о разворота на 15°, после четвертого разворота перед входом в глиссаду на 38°). Максимально допустимая скорость при выпуске закрылков па 15° — 400 км!ч, при выпуске закрылков на 38° — 340 км/ч. Время уборки и выпуска закрылков при совместной работе двух электродвигателей механизма МПЗ-18А-5— не более 25 сек, при раздельной работе каждого электродвигателя — не более 50 сек. Для регулировки и проверки системы управления закрылками в обесточенном состоянии на земле выпуск и уборку закрылков можно осуществить вручную с помощью сьемной рукоятки ручного привода электромеханизма МПЗ-18А-5. Люфт закрылков при их выпущенном положении не должен превышать 7 мм под нагрузкой 35 кГ, приложенной вверх посередине задней кромки закрылка. Люфт закрылков в убранном положении не допускается. Зазор между верхней обшивкой внешнего закрылка и хвостовым профилем интерцептора должен быть 3—5 мм.
125
Предупреждение. Если в процессе выпуска закрылков при заходе на посадку нарушается боковое равновесие самолета и возникают значительные усилия на штурвале элеронов, необходимо немедленно прекратить выпуск закрылков, так как крен возникает вследствие неисправности в системе управления закрылками одной из половин крыла. Затем, убирая закрылки импульсами, добиться бокового равновесия самолета и оставить закрылки в положении, соответствующем равновесию, до посадки. Снижение нужно выполнять на скорости на 10—15 кл/ч выше нормальной скорости снижения. После полета в условиях обледенения и при заходе на посадку в условиях низкой облачности и обледенения при наличии льда на стабилизаторе и невозможности удаления его нужно выполнять посадку с убранными закрылками при повышенном внимании, учитывая резкое ухудшение обтекания стабилизатора из-за обледенения и влияние его на характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета.
УПРАВЛЕНИЕ ПОСАДОЧНЫМ ЩИТКОМ
Управление посадочным щитком (рис. 4.26) —электромеханическое, осуществляется с помощью электромеханнзма МПЗ-18 (9), передающего крутящий момент через трансмиссионные валы двум винтовым подъемникам, связанным непосредственно со щитком.
Электромеханизм МПЗ-18 приводится в действие переключателями «Выпуск» и «Уборка» нажимного типа: на электрощитке мотопульта левого пилота установлен переключатель ЗППНГ-15, а на электрощнтке мотопульта правого пилота —переключатель 2ПНГ-15. Электромеханизм МПЗ-18 установлен под полом у шпангоута № 38 по оси самолета и конструктивно выполнен аналогично электромеханизму закрылков, но в нем установлены два электродвигателя Д-600ТА, каждый из которых имеет независимую цепь управления, защищенную АЗС-5, установлен-
Рис 4.26. Схема управления посадочным щитком:
1— посадочный щиток: 2—винтовые подъемники; 3—кронштейны крепления щитка; 4 —карданы-5 — герметические узлы; 6 — трансмиссионный вал; 7 — кронштейн; 8 — фланцевая втулка; 9 — электронехаиизм МПЗ-18; 10 — кронштейн; 11 — механизм датчика с МКВ-36
126
ними на панели АЗС левого пилота. Для автоматического выключения электромеханизма МПЗ-18 при достижении щитком крайних положений на вал}' трансмиссии у шпангоута № 38 расположен механизм 11 концевых выключателей МКВ-38 (справа от электромеханизма МПЗ-18), в общем корпусе с которым смонтирован и датчик положения щитка ДЗП-47. Для предохранения электромеханизма и системы управления щитком от перегрузки фрикционная муфта, встроенная в электромеха-низм, пробуксовывает при крутящем моменте на выходном валу 8,5—11 кГм. Для вращения выходного вала и выпуска (уборки) щитка вручную при обесточенных электродвигателях на земле можно использовать ручной привод, вставляемый в гнездо корпуса механизма МПЗ-18
Трансмиссия щигка состоит из отдельных трубчатых валов, связанных между собой карданами 4 и фланцевыми втулками 8. Трансмиссия поддерживается кронштейнами 7 с игольчатыми подшипниками- Около подъемников, в местах выхода из герметичной части фюзеляжа, установлены герметические узлы 5.
Подъемники 2 щитка по конструкции аналогичны подъемникам закрылков, но в них имеются три отдельные секции для шариков.
На головках подъемников имеются цапфы, с помощью которых они устанавливаются на диафрагме у шпангоута № 38.
Контроль за положением щитка осуществляется по указателю УЗ П-47, расположенному на средней приборной доске. Выпускается щиток на 40°±1° при заходе на посадку в нормальных метеорологических условиях после входа в глиссаду, а при заходе на посадку в сложных метеорологических условиях — после выхода из облачности. Для обе спечения нормального снижения по глиссаде в момент выпуска щитка необходимо увеличить на 1,5—3% обороты двигателей, кроме того, это облегчает уход на второй круг с выпущенным щитком. Максимально допустимая скорость по прибору при выпуске подфюзеляжного щитка — 340 км!ч. Время полного выпуска (уборки) щитка на земле от двух работающих электродвигателей — не более 15 сек, а от одного работающего двигателя — не более 30 сек. Люфт щитка, замеряемый по задней кромке под нагрузкой 15 кГ, допускается не более 3- мм при выпущенном щитке, провисание щитка — не более 3 мм, зазор между передней кромкой щитка и передним обтекателем — не более 2 мм, а между задней кромкой щитка и задним обтекателем — не более 3 мм.
УПРАВЛЕНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ
Управление интерцепторами—электрогидравлическое, осуществляется посредством двух гидроприводов, шарнирно закрепленных к кронштейнам на заднем лонжероне средней части крыла между нервюрами № 10 и 11 (по одному гидроприводу на каждый интерцептор). Жидкость к гидроприводам подводится от основной гидросистемы под давлением 210 кГ/см2 через электромагнитный кран ГА-163, управляемый переключателем ППНГ-15К, расположенным на электрощитке левого пилота, и кнопкой 204КС, установленной под гашеткой на правом роге штурвала левого пилота. Для обеспечения равномерного выпуска интерцепторов имеется гидравлическая синхронизация правого и левого интерцепторов. Проводка управления интерцепторами проложена вдоль задней стенки второго лонжерона крыла между нервюрами № 9—15 и состоит из трех стальных сварных качалок 4 (рис. 4.27), двух стальных тяг 5, соединяющих нижние плечи качалок, и трех регулируемых звеньев 3, соединяющих верхние плечи качалок с кронштейнами 7 интерцепторов.
К ушку первой от фюзеляжа качалки присоединяется шток гидравлического цилиндра 2, который, выдвигаясь из цилиндра, через систему тяг и качалок отклоняет интерцептор вверх относительно узлов подвески. Выпускаются интерцепторы только на земле, когда обжата одна нз главных ног шасси, при нажатии на гашетку (при этом включается кнопка, а гашетка становится на защелку) и при положении переключателя ППНГ-15К «Включено». При снятии гашетки с защелки (кнопка выключается) интерцепторы автоматически убираются. В случае неисправности цепи кнопки интерцепторы можно убрать, переведя переключатель ППНГ-15К в положение «Принудительная уборка». Интерцепторы могут быть только в выпущенном или убранном положении, промежуточных положений они не имеют.
Для фиксации интерцепторов в убранном положении на силовых цилиндрах имеются двойные шариковые замки, а для контроля за положением обоих интерцепторов на средней приборной доске пилотов — две лампы красного цвета. Лампы горят при неплотном прилегании интерцепторов к конструкции крыла в убранном положении. Подробно система управления интерцепторами описана в гл. «Гидравлическое оборудование самолета».
ПРОВЕРКА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
Проверка управления самолетом при включенном электропитании. Перед проверкой систем управления самолетом убедиться, что:
переключатель крана гидроусилителя руля направления находится в положении «Выключено»;
автопилот АП-6ЕМ-ЗП выключен;
переключатель клапана аварийного кольцевания гидроусилителя находится в положении «Выключено», а его колпачок законтрен проволокой диаметром 0,5 лме.
Затем необходимо:
1. Проверить правильность и плавность отклонения органов управления (при движении рычагов управления не должно быть заеданий и металлического стука) и их триммеров.
После проверки установить рули и элероны в нейтральное положение
128
и добиться загорания сигнальных ламп нейтрального положения триммеров.
При приемке самолета с ремонтного завода или после технического обслуживания самолета в АТБ бортмеханик, находясь на земле, совместно со вторым пилотом должен проверить нейтральность рулен, элеронов, триммеров и соответствие их отклонений перемещениям колонки, штурвала, педалей и переключателей управления триммерами (проверку отклонения триммеров производить с рабочих мест обоих пилотов). Не разрешается одновременное нажатие переключателей управления электромеханизмами триммеров на пультах левого и правого пилотов. При необходимости произвести синхронизацию триммеров левого и правого элерона.
2. Проверить правильность и плавность отклонения стабилизатора. При нажатии переключателя управления стабилизатором на себя («Кабрирование») стабилизатор должен отклониться носком вниз на угол— 1,5° по УПС-1К, а при нажатии переключателя от себя («Пикирование») он должен вернуться в положение «0°» по УПС-1К-
После проверки оставить стабилизатор в положении «0°» по УПС-1К.
Проверка управления самолетом при работающих двигателях. При этой проверке необходимо:
1- Расстопорить рули и элероны.
2. Включить гидроусилитель руля направления ГУ-108Д и убедиться, чтб при этом автоматически включается взлетно-посадочный пружинный загружатель, имитирующий усилия на педалях, лампа нейтрального положения электромеханнзма триммера руля направления гаснет, а лампа нейтрального положения электромеханнзма триммерного эффекта загорается.
3. Убедиться, что при перемещении педалей происходит плавное отклонение руля, нарастание нагрузки на педалях происходит пропорционально отклонению педали и руля. Снять ноги с педалей и установить их нейтрально.
4. Проверить работу электромеханнзма триммерного эффекта: нажать на переключатель на пульте триммеров вправо — правая педаль должна переместиться вперед на 23—29 мм за время 7—13 сек; нажать на переключатель влево — левая педаль должна переместиться вперед на ту же величину за то же время. Вернуть педали в нейтральное положение до загорания лампы сигнализации нейтрального положения электромеханизма триммерного эффекта.
5- Проверить работу полетного загружателя руля направления, для чего выключить АЗС сигнализации положения ног шасси на левой панели АЗС (т. е. снять блокировку от обжатия главных ног шасси) и убедиться, что закрылки убраны, а гидроусилитель и переключатель загружателя включены — сигнальная лампа «Полетный загружатель» горит. Переместить поочередно обе педали вперед и убедиться, что при перемещении их на 23—29 мм (что соответствует отклонению руля направления на 5°±30') происходит резкое увеличение нагрузки на педали-Установить переключатель загружателя в положении «Принудительное выключение» — лампа должна погаснуть и при отклонении педалей вперед более чем на 23—29 мм должно происходить плавное нарастание нагрузки на педали.
Возвратить снова переключатель в положение «Включено», лампа-должна загореться, после чего выпустить закрылки, проверить, что лампа загружателя погасла, а закрылки плавно выпускаются (по УЗП-47). Убрать закрылки, убедиться, что лампа загружателя загорелась. Включить АЗС сигнализации шасси и проверить, что лампа загружателя погасла.
6. Отклонить (выпустить) интерцепторы, убедиться, что они плавно отклонились вверх без рывков на правом и левом полукрыле на полный 5—3030 129-
угол. Выпускать интерцепторы при работе первого запущенного двигателя, чтобы по времени его выпуска (4—6 сек) убедиться в нормальной работе насоса НП-43/1. Убрать интерцепторы и убедиться в исправности их сигнализации.
ГЛАВА 5
ГИДРАВЛИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Для выполнения различных операций на самолете используются три самостоятельные гидросистемы: основная, тормозная и автономная.
Основная гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси с раскрыванием и закрыванием створок, выпуск и уборку интерцепторов, поворот колес передней ноги, работу гидроусилителя руля направления и привод стеклоочистителей. Тормозная гидросистема обеспечивает основное и аварийное торможение колес главных ног шасси, а также аварийный выпуск шасси с раскрыванием створок. Автономная гидросистема предназначена только для питания рабочей жидкостью гидроусилителя руля направления в случае выхода из строя основной гидросистемы.
Широкое применение гидравлических приводов на самолете вызвано сравнительно малым их весом и габаритами. Считается, что вес и габариты гидравлического агрегата составляют примерно от 10 до 20% веса и габаритов электрического агрегата подобного назначения той же мощности. Благодаря заметно меньшей инерции по сравнению с электрическим агрегатом гидравлический агрегат имеет более высокую приемистость и малое время запаздывания при отработке командных сигналов, что очень важно для быстродействующих следящих механизмов (гидроусилителя руля направления, золотникового гидравлического пульта управления поворотом колес передней ноги)- Так как инерционная масса гидродвигателя вращательного действия не превышает в среднем 10% массы электродвигателя эквивалентной мощности, то время разгона гидравлического мотора составляет не более 0,1 сек, а электродвигателя той же мощности — от одной до нескольких секунд.
Гидравлический привод прямолинейного движения срабатывает в десятки, а в некоторых случаях и в сотни раз быстрее аналогичного привода с электродвигателем.
В гидравлических агрегатах обеспечивается надежная смазка трущихся поверхностей, так как рабочая жидкость обладает хорошими смазывающими свойствами. Практическая несжимаемость жидкости в применяемых диапазонах давлений значительно повышает коэффициент полезного действия гидроагрегатов, так как вся подводимая энергия превращается в гидродвигателе в полезную работу за исключением небольшой доли энергии, теряемой в результате утечек жидкости и трения.
Кроме указанных положительных качеств, гидравлические системы отличаются широким диапазоном редуцирования и регулирования, возможностью непрерывного (бесступенчатого) регулирования выходной скорости, плавностью, равномерностью и устойчивостью движения. В гидросистемах конструктивно проще защита от перегрузок и обеспечение демпфирования автоколебаний. Такие системы обеспечивают установку приводимого узла в любом промежуточном положении в заданном диапазоне, свободу расположения осей и валов приводимых агрегатов, легкость включения и реверсирования движения, высокую чувствительность следящих систем.
Гидравлические приводы просты в обслуживании, отличаются надежностью и долговечностью, работают в любых климатических услови-130
ях. Поскольку мощность гидропривода пропорциональна давлению, то величина применяемого на самолетах давления в гидросистемах непрерывно повышается, что приводит к снижению веса гидросистемы на 6—8% при переходе с давления 140 кГ]см2 на давление 210 кГ1ся? и на 12— 16% при переходе с давления 210 кГ[см2 на давление 280 кГ)см2.
Гидравлические системы уступают электрическим по передаче энергии и по быстроте передачи командных импульсов. Поэтому гидравлику в основном применяют в устройствах, где надо получить большую силу. Для управления гидроприводами используются обычно электрические командные устройства.
К наиболее существенным недостаткам гидравлических систем относятся.
1. Гидравлический удар, т. е. резкое повышение давления в трубопроводе с движущейся жидкостью при мгновенном перекрытии его- Кинетическая энергия движущейся массы жидкости резко переходит в энергию давления за короткий промежуток времени (0,01—0,02 сек), что может вызвать разрушение элементов гидросистемы, а также нежелательное срабатывание различных агрегатов (например, .предохранительных клапанов) и разрушение приборов. Давление при гидроударе может значительно превышать рабочее давление гидросистемы, поэтому все гидравлические трубопроводы, шланги и соединения подвергаются статическим испытаниям на герметичность под давлением, равным удвоенному максимальному давлению.
Для уменьшения пульсаций и забросов давления при гидроударах, вызываемых быстрым срабатыванием агрегатов, в гидросистемах устанавливаются гасители пульсаций и гидроаккумуляторы, гидравлические полости которых может заполнять резко остановленная масса жидкости с большим давлением за счет сжатия азота в азотной полости (необходимо следить за зарядкой этих агрегатов азотом).
2. Кавитация жидкости, т. е выделение из нее паров и воздуха (местное закипание жидкости) при местных падениях давления в потоке жидкости до давления насыщенных паров (главным образом во всасывающих линиях).
Кавитация может возникать в трубопроводах и во всех устройствах, где поток имеет местное сужение с последующим расширением (краны, вентили, жиклеры и др.). При возникновении кавитации возрастает сопротивление трубопроводов.
Кавитация приводит к местному эрозийному разрушению стенок корпусов и трубопроводов, так как кинетическая энергия частиц жидкости, заполняющих с большой скоростью полости конденсирующихся пузырьков, переходит в давление, вызывая резкое повышение его и местный гидроудар, при этом образуются микроскопические углубления, процесс разъедания материала усиливается и могут появиться очаги разрушения.
При кавитации снижается производительность гидронасосов, появляется характерный шум и резкое колебание давления в нагнетательной линии, нарушается плавность работы потребителей, ударные нагрузки на детали насоса вызывают преждевременный выход его из строя.
Кавитация в трубопроводах может возникнуть в результате уменьшения атмосферного давления при подъеме самолета на высоту. Чтобы не допустить появления кавитации, необходимо обеспечить во всех точках системы давление, превышающее упругость насыщенных паров применяемой жидкости в необходимом диапазоне температур.
Это достигается увеличением давления во всасывающих линиях гидросистемы за счет наддува гидробаков воздухом, забираемым от компрессоров двигателей (на самолете Ту-134 давление наддува 1,2 кГ)см2).
3- Попадание воздуха в гидравлическую систему. Это отрицательно 5* ' 131
влияет на работу насоса и всей гидросистемы. Попавший в жидкость воздух поступает с ней во всасывающие каналы насоса, уменьшая возможность заполнения рабочих камер насоса; при ходе нагнетания образовавшаяся масляно-воздушная смесь сжимается, что приводит к уменьшению производительности насоса.
Повышение упругости жидкости при наличии воздуха в ней снижает жесткость гидравлического механизма. Нерастворенный воздух в жидкости приводит к запаздыванию действия гидросистемы и к потере ею устойчивости против автоколебаний (что особенно опасно для демпфера передней ноги шасси, так как наличие воздуха приведет к вибрации — автоколебаниям передней ноги).
Основной причиной попадания воздуха в гидросистему является негерметичность маслопроводной сети в местах с давлением ниже атмосферного и в первую очередь негерметичность всасывающей линии насосов. Кроме того (в случае отсутствия наддува), воздух выделяется из жидкости в баке при высотных полетах самолета. Поэтому необходимо следить за уровнем масла в баках гидросистемы, так как понижение уровня вызывает интенсивную циркуляцию масла в баке, что препятствует отделению пузырьков воздуха и способствует дополнительному выделению воздуха из раствора вследствие местных понижений давлений из-за завихрений.
4. Попадание в гидросистему механических частиц. Они ухудшают •смазку и могут вызвать заклинение плунжерных пар, закупорку малых каналов и дроссельных отверстий. Поэтому рабочая жидкость должна всегда храниться в закрытой опломбированной таре, тщательно фильтроваться при заправке гидробаков. При выполнении регламентных работ на самолете необходимо тщательно проверять чистоту фильтрующих элементов и рабочей жидкости.
5. Заметное ухудшение упругих свойств резиновых уплотнений гидроагрегатов при понижении температуры. Если система находится длительное время без давления, то это происходит при температурах—25 — минус 40°С, так как давление столба жидкости неспособно дополнительно деформировать уплотнение и создать нормальное контактное давление на поверхности соприкосновения В условиях же нормальной эксплуатации, когда гидросистема периодически пребывает под давлением, это •явление наступает лишь при температуре —55 — минус 60°С. Ухудшение упругих свойств уплотнений может привести к течи жидкости из-под них. Поэтому необходимо постоянно контролировать резиновые уплотнения, особенно при низких температурах.
Рабочей жидкостью всех гидравлических систем самолета Ту-134 является авиационное масло АМГ-10 (ГОСТ6794—53), представляющее собой прозрачную жидкость красного цвета — нефтяное масло с температурой кипения 200—330°С; к которому добавлены загуститель для уменьшения утечек и улучшения смазывающих свойств, противоокисли-тель для повышения химической стойкости и краситель (красного цвета) для лучшего обнаружения течи. Плотность АМГ-10 при / = +20°С равна 0,837 г/мл (грамм на миллилитр). Температура застывания не •выше —75°С, температура вспышки равна +92ОС при соприкосновении с пламенем или раскаленным телом.
В коррозионном отношении масло нейтрально. Масло АМГ-10-с водой, спиртом и спирто-глицериновымн жидкостями не смешивается, но их примеси резко ухудшают свойства масла. При длительном хранении масла выпадают смолы, загрязняющие его. Поэтому при использовании жидкости, хранившейся более двух лет, необходимо сделать ее тщательный анализ. В гидроагрегатах (амортизаторы шасси), заполненных маслом АМГ-10 и сжатым воздухом, образуется смесь паров масла и
<132
Рис. 5.1. Принципиальная схема гидросистем:
/ — тормозное колесо КТ-113; 2—клапан разъема Ь74700У; 3 — челночный клапан УГ-97; <-электромагнитный кран УЭ-21/1-2; .5 — гидравлический выключатель УГ-34/2; 6 — сдвоенный дозатор
УГ-99/1; 7—дроссель УГ-102-00-41 8 — клапан
основного торможения УГ.92/2; 9 — обратный
клапан ОК-8А; 10 — клапан аварийного торможения УГ100У; //, 55 — электромагнитные краны
ГА-184У; /2 — обратный клапан ОК-6А; 13 — предохранительный клапан НУ5808-140; 14 — кран
аварийного выпуска шассн 124А-5855-130; 15 — пи-рекрывной крал 652600А; 16— переключатель дав ления ПДМ-210; /7 — датчик дистанционного манометра ИД-240; 18 — обратный клапан OR-10A; 19 — предохранительный клапан 124A-56Q6-720; 20—фильтр тонкой очнсткн 12ГФ5СН-1: 2/—дроссель Н5810-820; 22 — манометр МВУ-400А; 23, 96 — гидроаккумуляторы 124А-5803-150/3; 24 — сигнализатор давления ЭС-200 ; 25 — манометр воздуш ный МВ-4; 27 — электропрнводной насос 455Д;
28 — клапан разъема 664900Б; 29 — сливной фнльтр 124А-5601-192; 30 — бак тормозной гидросистемы 124А-5602-400 ; 31 — слнвной кран 600400М; 32 — ручной насос НР-01, 33 — дренажный бак тормозной системы 124А-5602.100 ; 34 — стравлнвающин кла-
пан 124А-5810-1020; 35 — влагоотстойннк 124-5601-1820; 36 — штуцер забора воздуха от компрее сора двигателя; 37 — воздушный обратный клапан Н5810-270; 38 — дренажный бак основной гидросистемы 124А-5602-255; 39— бак основной
системы 124А-5602-0; 40 — обратный клапан
ОК-16А; 41 — слнвной фнльтр 124А-5601-1122;
42 — холодильник 124-5601-10; 43—насос НП-43М/1; 44 — гаситель пульсация НУ5803-500 ; 45— клапан разъема 671400 ; 46 — решетка с фильтром
НУ5810-40М-1; 47 — обратный клапан ОК-14А;
48 — бортовой клапан разъема 1882А-2; 49 — бортовой клапан разъема 1882А-4; 50 — бортовой штуцер наддува 1006А55-6; 51 — указатель дн станционного уровнемера ППУ1-4; 52—автоном-
ная насосная станция НС-45; 53 — клапан отклю чення 124А-5810.70; 54, 59 — гндроаккумуляторы 124 А-5803-150/2 ; 56 — фнльтр тонкой* очистки
ВД2.966.018-2; 57 — клапан разъема 672700Ф;
58 — предохранительный клапан 124А-5810 0; 60 — клапан разъема 673200ФА; 61 — электромагнитный кран ГА-142/1; 62 — электромагнитный
кран ГА-163/16; 63 — золотниковый пульт РГ-16А-001; 64 — перекрывной кран 652600А; 65 — дрос сельнын кран ГА-230; 66 — клапан отключения
124 А-5606-620; 67—электромагнитный край ГА-165; 68 — сигнализатор 'падения давления МСТ-100;
69 — редуктор ГА-213; 70 — предохранительный кла пан Н5810-25М; 71 — гидропривод 124А-5855-800 загру жателя; 72 — гидроусилитель ГУ-108Д; 73 — гидропривод стеклоочистителей ГА-211/1; 74 — цилнндо 124А-5801-150 интерцепторов, 75 — порцнонер ГА-215; 76 — кран переключения 124-5806-350 ; 77 — гидропрн-вод-демпфер 124-4208-0; 78 — цилиндр Г24А. 4105-100
створок главных ног шасси; 79 — замок 124-4100-250 подвески главных йог шасси; 80 — цилиндр 124А-1206-60
створок передней ногн шасси; 81 — цилиндр 124А-4204 0 механизма распора; 82 — замок 124А-4207-0 подвески передней ногн шасси; 83 — золотниковый распреде лнтель НУ5810-350/3; 84 — цилиндр 124-420330 уборки выпуска передней ногн шассн; 85 — цилиндр 124А-4102-0 уборки и выпуска главных ног шасси; 86 — золотниковый распределитель НУ58Ю-350/6. 87 — клапан перепуска 124-5601.74 ; 88, 89, 90 — пробоотборники 124 А-5810-1000/3; 10.30, 1001/1,
воздуха, которая в условиях высоких давлений и температур способна самовоспламеняться, поэтому для безопасности и надежности работы такие гидроустройства заряжают техническим азотом.
Каждая гидросистема самолета Ту-134 имеет свой бак, свои гидроаккумуляторы, собственные агрегаты регулирования и управления (рис. 5.1). Система же дренажа и наддува является общей для всех гидросистем самолета.
В случае переполнения гидробака 39 основной системы при заправке излишек масла через, линию дренажа сливается в дренажный бак 38 основной гидросистемы, а в случае переполнения бака 30 тормозной системы излишек масла через линию дренажа сливается в дренажный бак 33 тормозной системы. При переполнении гидробака насосной станции НС-45 (52) излишек масла через самостоятельную линию дренажа сливается в дренажный бак 38 основной гидросистемы. Оба дренажных бака расположены ниже уровня гидробаков основной, тормозной и автономной гидросистем. Верхние воздушные полости гидробаков всех трех систем сообщаются с дополнительными объемами дренажных баков 33 и 38, в которых поддерживается постоянный наддув сжатым воздухом давлением 1,2±0,1 кГ/см2. Воздух для создания наддува отбирается от компрессора каждого двигателя через обратные клапаны 37, предотвращающие обратное движение воздуха из системы наддува к компрессору двигателя. Величина наддува в тормозной системе контролируется по воздушному манометру МВ-4 (25), установленному над баком тормозной гидросистемы в кабине экипажа за правым пилотом,
Таблица 1
Характеристика Основная гидросистема Тормозная гидросистема Автономная гидросистема
Рабочая жидкость (ГОСТ 679-4-53) АМГ-10 АМГ-10 АМГ-10
Рабочее давление гидросистемы, кГ.см2 . . . Общее количество масла, заливаемого в систе- 210 210 75
му, л .................. 48 30 (>
Рабочий уровень масла в баках, л 22 16,5 3,8
Производительность насосов, Л!мчн Общая продолжительность уборки шасси при 70 Не менее 8 Не менее 6
Q= 70 л!мин, сек Общая продолжительность уборки шасси при Не более 7 — —
Q = 35 л;мин, сек Продолжительность уборки шасси при Q = == 35 л/мин до момента, когда задние колеса главных ног шасси выступают за линию Не более 10 —»
обвода гондолы на 'i2 диаметра колеса, сек Не более 6 — —
Общая продолжительность выпуска шасси, сек Продолжительность уборки (выпуска) интерцепторов при Q = 70 .Имин, сек Рабочее давление в цилиндрах тормозов (мак- Не более 10 2—3 Не более 20
симальное), кГ, см2 — 100+5 —
Усилие полного обжатия педали, кГ Рабочее давление в пилиндрах тормозов при полном обжатии рукояток аварийного управ- — Не более 65 -
ления, кГ / см2 —- 13()_ 25 —-
Начало торможения колес при давлении, кГ/см2 Продолжительность растормаживания колес по освобождении педалей, сек Продолжительность растормаживания колес по Не более 15 Не более 1
освобождении рукояток, сек Давление в тормозах при стояночном положе- — Не более 1 —
НИИ, кГсм2 Количество торможении от одного гидроакку- — 125_s —
му лятора Время выхода на режим автономной станции — 15 —
НС-45, сек — — Не более 4
134
а регулируется регулятором давления. Для проверки работы системы наддува на стоянке на панели бортового питания основной гидросистемы имеется бортовой штуцер наддува 50. Основные характеристики гидравлических систем указаны в табл. 7.
ОСНОВНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
Основная гидросистема служит для выполнения следующих операций-1. Уборки и выпуска шасси с открыванием и закрыванием створок. 2. Управления поворотом колес передней ноги шасси.
3. Управления интерцепторами.
4. Управления гидроусилителем ГУ-108Д руля направления.
5. Управления стеклоочистителями.
Система источников давления основной гидросистемы. Рабочее давление в системе 210 кГ1см2 создается двумя гидронасосами НП-43М/1 (см. рис. 5.1, поз 43), установленными на каждом двигателе Д-30. Гидронасос имеет переменную производительность с саморегулированием по давлению, т. е. при повышении давления до 210—225 кГ/сж2 производительность насоса уменьшается. Для охлаждения и смазки трущихся деталей насосов в период между рабочими операциями, т. е. в режиме нулевой производительности, в системе искусственно поддерживается постоянный расход 4,2±0,3 л1мин на каждый насос в результате постоянной прокачки рабочей жидкости через дроссели постоянного расхода и холодильник 42.
Для уменьшения величины пульсаций давления, возникающих при работе насосов НП-43М/1, в линию давления рядом с насосами установлены гасители пульсаций 44. В основной гидросистеме установлены два гидроаккумулятора: один (поз. 59) —для дополнительного питания гидросети управления гидроусилителем руля направления (от других потребителей этот гидроаккумулятор отключен обратным клапаном 12), другой (поз. 54) —для повышения энергоемкости основной гидросистемы, что особенно важно при уборке шасси в случае продолжения взлета на одном двигателе, так как быстрая уборка шасси позволяет увеличить вертикальную скорость набора высоты (уменьшается сопротивление) и выполнять безопасный набор высоты на одном двигателе. Для уменьшения времени уборки шасси на взлете в линию зарядки аккумулятора 54 введен электромагнитный кран ГА-184У 55, автоматически срабатывающий при установке переключателя электромагнитного крана ГА-142/1 61 управления шасси в положение <Уборка» и исключающий в процессе уборки шасси возможность подзарядки гидроаккумулятора 54. Этим обеспечивается его разрядка в сеть для ускорения уборки шасси- Поэтому время уборки шасси от одного работающего насоса НП-43М/1 не более 1Q сек. Автоматы защиты сетей электрических агрегатов гидросистемы расположены на левой панели АЗС (рис. 5.2).
Действие основной гидросистемы в полете происходит следующим образом. Рабочая жидкость из бака 39 основной гидросистемы по линии всасывания поступает одновременно к обоим насосам НП-43М/1 43, от которых под рабочим давлением поступает через обратные клапаны 18 к фильтру 56 тонкой очистки, а от него — к кранам 61, 62, 64, 65 и 67 потребителей. При этом происходит зарядка гасителей 44 пульсации и гидроаккумуляторов 54 и 59. При включении соответствующего крана жидкость идет в рабочую полость гидропривода, а из противоположной полости его жидкость по линии слива идет в бак 39 основной гидросистемы- Предохранительный клапан 58, включенный в линию давления, предотвращает повышение давления в системе свыше 240 кГ!см2 при неисправности системы саморегулирования насосов 43, а также при проверке системы от источника наземного питания. В случае выхода из
135
спу ф
[ГУ ф
АГД
Ф пт mu
сигнал»
0 пределен скорости
улмвл
0 ыл«и
сигнллиг.
Ф
интсРиглт
илтгРла лоспллчн Ф ТОР
ф плрлыкп
УВИД
5
10
. Ф Ф ।
1ПОЖРРКРЯИЫ I
ГЛЕБ. ПРЯВ I ф ф
ф ф
ЗРПУСК Дбйг
мила
I © Д мягистр
I НРЯП ф
ф пен пила
, ф ф Ф
ф ф I ф
ВИПЮМЕк1гондоЛы|дВИГЯТ 6ДЛЛОН
Ггят
:МЛЯ I «ОТДУХ ф ф
15
Ф
5
5
5
15
15
Ф
10
10
Ф
УКВ
Ф
Ф
ф группы 6НК0В
ф группы БЯКОВ.
Ф
Ф
ф
ф
HRCDEDB
Ф I о
ЛЕВ 60PI |ПР№.ВОЯ
Ф ОБОГРЕВ ППД
Ф КОИМ НМ И ШТУРМ
С_
ф
Ю
2
2
10
2
IPC6-70 Ф © 40 Q ф У£ 8 Ф © 10 в ф ПЕОЕКЛЧ пайсы I <9 2 0 ф ф РВТДМЯТ РНЫДДР Т0ПЛИВЯ ф 1 ф ЛЕВ |ПРЯВ © © z г ф ф ф ПОВОРОТ ПЕРЕДН Ф Н0ЛЕЕП © 5 ф „ Я ф УПРЯВЛ r/HREOCR Ф ^ЯИКУМУГ © 2 ф БОГРЕВ Ф Ф СИГНЯЛИЗ ДЧБЛИР Г/СИСЕ Г/ЕИСТ ф ф РП © © г s ф ф । АУИСП
мсрп о <Р г а> яно ПУТ» литМние О> 0 5 0 ФАРЫ Рм м © 5 Ф СТекг ф ЛЕЬЛЕТЧ © 2 Ф OCBEU гп ф ф ПРЯВЛЕ1 © © 2 15 Ф Ф 1.ЕНИЕ 0Е Ф ампьор 9 5 Ф _и I
ф <8> 10 ф ГПМ-БД КР1 л?в Ф 10 ф зШО ПРЯВ <§> 10 ф RT-2 О ФЮЗЕЛЯЖ Ф I Ф ЛЕВ 1 ПРЯВ © © Ю 10 ф ф R В Т СМИ-2 БЕЛ Ф Ф /1EB6GP1 © © 2 Ь Ф Ф ОПИЛ
1 ПИТАНИЕ Ф I Ц ф г в ф 6К-*> Ф
ЛЕВЫЙ
ПРПЕЫЙ
© © © © © <g>
г г 6 г г г
ф ф ® ф ф ф
Рис. 5.2. Левая панель АЗС
строя одного из гидронасосов 43 соответствующие обратные клапаны 18 обеспечивают нормальную работу другого насоса.
Очистка жидкости перед поступлением в систему осуществляется через линейный фильтр 56, а при возвращении в бак — через сливной фильтр 41, установленный на стенке шпангоута № 55 в негерметичной части фюзеляжа. Для очистки жидкости, поступающей в гидроусилитель 72, на последнем установлен фильтр тонкой очистки. Величина давления основной гидросистемы контролируется по указателю дистанционного манометра УШ-240, установленного внизу средней приборной доски.
При обесточенном самолете на земле давление контролируется по манометру МВУ-400А 22 на панели бортового питания основной гидросистемы, который включается в гидросеть через дроссель 21 для предотвращения колебаний стрелки манометра. При падении давления в основной гидросистеме ниже 100+5 кГ/см? сигнализатор давления MCT-100 6S, установленный на лонжероне № 2 центроплана по оси самолета, включает сигнальную лампу, расположенную над указателем манометра на средней приборной доске, и насосную станцию НС-45 52 для питания гидроусилителя. Между линиями давления и слива установлен перекрывной кран 64 вентильного типа на шпангоуте № 55, посредством которого производится разрядка гидросистемы, т. е. гидроаккумуляторов 54 и 59.
Проверка работы основной гидросистемы на земле производится от наземного источника давления производительностью 70 л!мин, подключаемого к штуцерам клапанов 48 и 49 в панели бортового питания. Трубопроводы магистрали давления, а также участки трубопроводов питания насосов НП-43М/1, расположенные в силовых установках, выполнены из стальных труб. Участки трубопроводов, присоединяемые к подвижным агрегатам, выполнены из гибких шлангов. Трубопроводы питающих линий насосов, линии слива и дренажные коммуникации выполнены из труб ЛМГ-2М. Применение разъемных клапанов в системе обеспечивает возможность демонтажа агрегатов без слива жидкости из системы и предотвращает попадание воздуха в систему.
Основные агрегаты системы смонтированы в нескольких панелях, что значительно упрощает их обслуживание.
1- Панель агрегатов основной гидросистемы 124А-5606-510 (размещена в правом полукрыле между нервюрами № 2 и 3). В ней расположены агрегаты, предназначенные для управления интерцепторами, контроля и предупреждения повышения давления в основной гидросистеме: реверсивный порционер ГА-215; пять клапанов разъема; датчик ИД-240 с демпфером Д-002 (из комплекта ДИМ-240); электромагнитный кран управления интерцепторами ГА-163; обратный клапан ОК-6А; предохранительный клапан на 240 кПсм2-, штуцер слива отстоя из панели.
2. Панель агрегатов основной гидросистемы 124Л-5606-180 (расположена в правом полукрыле между нервюрами № 2 и 3). В ней размещены агрегаты, предназначенные для управления шасси и фильтрации рабочей жидкости: электромагнитный кран ГА-142/1 основного управления шасси; линейный фильтр 8Д2.966.018.-2; клапан отключения основной гидросистемы от тормозной при аварийном выпуске шасси; обратный клапан ОК-10А; шесть клапанов разъема; штуцер слива отстоя из панели.
3. Панель агрегатов управления гидроусилителем руля направления 124А-5606-400 (расположена между шпангоутами № 61 и 62, справа от оси самолета). В панели размещены электромагнитный кран ГА-165 управления гидроусилителем от основной гидросистемы, редуктор ГА-213 и обратный клапан ОК-6Л-
4. Панель агрегатов зарядки гидроаккумулятора 124А-5606-1360 (установлена на самолетах с номера 65618 между шпангоутами № 58 и 59,
137
4
5
Рис. 5.3. Панель бортового питания основной гидросистемы:
1— клапаны подключения питания; 2 — бортовой клапан подключения давления; 3— бортовой штуцер наддува: 4 — гидравлический манометр МВУ-400Л; 5 — показывающий прибор ППУ1-4 дистанционного уровнемера УМПМ1-4; 6 — кнопка 5КС
справа от оси самолета). В панели расположены электромагнитный кран ГА-184У отключения зарядки гидро аккумулятор а при уборке шасси, два обратных клапана ОК-6А и один обратный клапан ОК-8А.
5. Панель бортового питания основной гидросистемы 124А-5601-130 (расположена по правому борту между шпангоутами № 39 и 40, снизу). Панель предназначена для подсоединения наземных источников давления при работе системы на стоянке при техническом обслуживании самолета. В панели расположены (рис. 5-3): два бортовых самозапираю-щихся клапана 1 подключения питания; бортовой клапан 2 подключения давления, бортовой штуцер 3 наддува; гидравлический манометр МВУ-400А 4; показывающий прибор ППУ1-4 дистанционного уровнемера УМПМ-4 5; кнопка 5КС 6 включения показывающего прибора ППУ1-4.
6. На самолетах до номера 65617 установлена панель электрокранов 124А-5606-670 (между шпангоутами № 60 и 61, справа от оси фюзеляжа). В ней размещены: электромагнитный кран ГА-184У отключения зарядки гидроаккумулятора при уборке шасси, электромагнитный кран ГА-165 управления гидроусилителем от основной системы и обратный клапан ОК-6А.
Гидравлический бак основной системы (рис. 5.4) представляет собой резервуар цилиндрической формы сварной конструкции, выполненный из листового материала АМГ-6. В нем содержится рабочая жидкость —
Рис. 5.4. Гидробак основной гидросистемы:
1— корпус; 2— штуцер наддува; J— перфорированная перегородка; 4— датчик ДУ1-2 уровнемера;
5 — фильтр; 6 — заливная горловина; 7—штуцер для термометра масла (заглушен); 8 — поплавок уровнемера; 9— штуцер для сообщения бака с магистралью гидронасосов; 10 — сливн як кран 600400М; 11 — штуцер возврата
138
масло АМГ-10 для питания основной гидросистемы. Бак расположен в фор-киле в районе шпангоутов № 53 и 54, что обеспечивает статический напор жидкости в любой точке системы. Бак заполняется маслом через горловину 6, имеющую сетчатый фильтр 5. Верхняя полость бака сообщается с системой наддува через штуцер 2 для поддержания в баке постоянного давления 1,2±0,1 кГ/см2, что практически исключает кавитацию жидкости в системе, улучшает условия работы гидронасосов НП-43М/1 и исключает возможность подсоса воздуха в линию всасывания. Перфорированная перегородка 3 внутри бака предназначена для успокоения колебаний уровня масла при эволюциях самолета. Штуцер 9 служит для сообщения бака с магистралью питания гидронасосов, а штуцер 11 — с магистралью слива. На боковой штуцер 7, закрытый заглушкой, устанавливается термодатчик для измерения температуры жидкости при испытаниях системы. Сливной кран 10 предназначен для слива рабочей жидкости при наземной эксплуатации.
Уровень жидкости в гидробаке контролируется дистанционным поплавковым уровнемером УМПМ1-4, датчик которого ДУ1-1 установлен в баке и работает на два показывающих прибора ППУ1-4. Один из них установлен рядом с гидробаком и служит для контроля за уровнем масла при заправке, а другой — на панели бортового питания и служит для контроля уровня масла с земли при обслуживании самолета. Рядом с обоими показывающими приборами расположены кнопки 5КС для включения их в электросеть, причем электрическая схема предусматривает только раздельную работу приборов. Для работы приборов надо включить АЗС-5 «СПО-4» на правой панели АЗС.
Полная емкость бака — 38 л, номинальное рабочее давление — 1,2±0,1 кПсм2. При заполненной основной системе в гидробаке должно быть 22 л жидкости АМГ-10 при заряженных обоих гидроаккумуляторах основной гидросистемы, выпущенном шасси и убранных интерцепторах.
Дренажный бачок основной гидросистемы представляет собой резервуар цилиндрической формы сварной конструкции из листового материала АМГ-6. Он предназначен для собирания масла, выплескиваемого из гидробака основной системы в случае его переполнения, и уменьшения колебаний давления в системе наддува основного бака, возникающих при изменении количества масла в нем. Бачок расположен по левому борту над полом у шпангоута № 51, под обтекателем. Для исключения возможности создания повышенного давления в этом бачке и в связанном с ним баке основной гидросистемы в дренажном бачке установлен предохранительный клапан двойного действия (прямого и обратного), дублирующий работу точно такого же клапана, установленного на дренажном баке тормозной системы. Для слива масла из дренажного бачка на правом борту у шпангоута № 51 под откидной площадкой у люка багажника имеется штуцер с заглушкой. Количество сливаемого масла из бачка не должно превышать 100 см3.
Гидравлический насос НП-43М/1. Два агрегата НП-43М/1 представляют собой поршневые гидронасосы роторного типа управляемой производительности по давлению, предназначенные для питания основной гидросистемы рабочей жидкостью под давлением 210 кГ!см2. Установлены насосы на обоих двигателях, вращение их со скоростью 4 000 об!мин осуществляется от коробки приводов двигателей Д-30.
Насос имеет переменную производительность от 4,2 до 35 л!мин. При давлении 210—225 кПсм2 прекращается подача рабочей жидкости! давление нулевой производительности). Для охлаждения насоса в режиме нулевой производительности в гидросистеме обеспечивается расход через систему не менее 4,2 л!мин на каждый насос. Основными частями насоса (рис. 5.5) являются: корпус 2, вал 1, блок поршней 6, блок цилиндров 5, люлька 10, золотники 9 и 13, корпус 15 регулятора производительности,
139
Рис. 5.5. Схема работы насоса НП-43М/1:
1 — приводной вал; 2 — корпус; 3 — дренажное отверстие сальника; 4 — шайба; 5 —блок цилиндров; 6—блок поршней; 7 — цилиндр; 8—направляющая; 9—золотник с дуговыми фрезеровками Н и В; 10 — люлька; 11— штуцер всасывания; 12 — фильтр; /3 — золотник регулятора производительности; 14— гнльза; 15 — корпус регулятора производительности; 16— фильтр; 17 — карданный валик
Рис. 5.6. Дроссель постоянного расхода НУ5810-40М1:
1 — крышка; 2 — гайка; 3 — дроссельная катушка; 4 — корпус; 5 — уплотнительное кольцо; 6 — сетчатый фильтр; 7 — упор
цилиндр 7, направляющая 8 цилиндра, карданный валик 17. Блок цилиндров имеет девять цилиндрических поршневых отверстий, к которым пригнаны поршни (нечетное количество поршней сглаживает амплитуды пульсаций, так как при четном числе поршней одновременно два поршня находятся в «мертвой точке» и амплитуда пульсаций больше). Получая вращение от коробки приводов авиадвигателя, вал насоса через карданную передачу приводит во вращение блок цилиндров 5, который скользит по зеркалу золотника 9 и поочередно сообщает поршневые отверстия то с дуговой фрезеровкой Н, то с дуговой фрезеровкой В (см. разрез по А-А). Дуговая фрезеровка Н через полости в люльке 10 сообщается с отверстием в корпусе насоса, к которому подсоединяется штуцер 11 магистрали всасывания. Дуговая фрезеровка В через полости в люльке 10 сообщается с отверстием в корпусе 15 регулятора, к которому подсоединяется магистраль давления. Поскольку ось блока цилиндров составляет некоторый угол с осью приводного вала, то при вращении их поршни будут совершать в отверстиях блока цилиндров возвратно-поступательное движение, всасывая и нагнетая рабочую жидкость. Регулирование производительности в зависимости от давления нагнетания осуществляется регулятором производительности (поз. 12—15) следующим образом. Через каналы и фильтр 12 давление рабочей жидкости подводится к торцу золотника 13, который имеет возможность двигаться в осевом направлении в гильзе 14. Пока давление, создаваемое насосом, уравновешивается пружиной, золотник неподвижен и давление рабочей жидкости не может поступать в полость, связанную с полостью в направляющей 8 При этом люлька 10 удерживается пружиной в положении, соответствующем максимальной производительности насоса. Когда давление достигнет величины 225+4 кГ)см2, достаточной для преодоления усилия пружины, золотник 13 переместится влево, в результате чего давление через щели, образованные тремя лысками на золотнике, поступает в полость направляющей 8 и заставляет цилиндр 7 двигаться влево, сжимая пружину- Одновременно золотник 13, переместившись влево, разобщает полость направляющей 8 с полостью корпуса насоса. Цилиндр 7, двигаясь и преодолевая усилие пружины, поворачивает люльку 10, уменьшая угол наклона блока цилиндров относительно вала, что ведет к уменьшению производительности насоса. Уменьшение производительности в зависимости от возрастания давления в гидросистеме может продолжаться до тех пор, пока ось люльки 10 не повернется в положение, близкое к горизонтальному. При понижении давления в системе сила, действующая на золотник 13 справа, становится меньше усилия пружины, и он,, возвращаясь в исходное положение, перекрывает подвод давления в полость направляющей 8, соединяя ее с полостью корпуса насоса, куда и вытеснится жидкость возвращающимся в исходное положение цилиндром 7 под действием пружины. Угол наклона блока цилиндров увеличивается, производительность насоса растет.
Проверка работы' насосов НП-43М/1 осуществляется при работающих двигателях по показаниям манометра основной гидросистемы. Производительность каждого насоса определяется посредством последовательных срабатываний на выпуск и уборку интерцепторов в количестве пяти циклов от одного работающего двигателя на номинальном режиме. Поэтому при техническом обслуживании необходимо соблюдать очередность запуска двигателей и опробования их—1-й раз запустить и опробовать левый двигатель, 2-й раз запустить и опробовать правый двигатель и т. д Производительность насоса НП-43М/1 считается нормальной, если время выпуска интерцепторов от одного насоса не превышает 4—6 сек.
Дроссель постоянного расхода НУ5810-40М1 (рис. 5.6) представляет собой многокамерное лабиринтное сопротивление и предназначен для обеспечения постоянного минимального расхода жидкости в линии
141
Рис. 5.7. Холодильник 124А-5601 10 для жидкости
нагнетания гидравлических насосов НП-43М/1 при неработающих потребителях гидросистемы. В главной камере расположены тонкий сетчатый фильтр 6, предохраняющий каналы лабиринта диаметром 1,1 мм от засорения, дроссельная катушка 3 и упор 7.
При давлении 210 кГ/см2 расход жидкости через дроссель составляет 4,2+0,3 л/мин. Дроссели установлены в непосредственной близости от насосов НП-43М/1 в линии нагнетания.
Холодильник (рис. 5.7) предназначен для охлаждения рабочей жидкости в основной гидросистеме и поддержания нормальной температуры масла и представляет собой змеевик цилиндрической формы, навитый из труб. Установлен холодильник в линии слива после дросселей постоянного расхода и расположен по правому борту за лонжероном № 2 в районе зализа крыла. Продувается он в полете скоростным напором, заборник которого расположен на нижней поверхности зализа крыла. Сопротивление при расходе 8 л!мин — 40+3 кГ/см2.
Гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2— это линейный фильтр тонкой очистки (рис. 5.8), который предназначен для защиты агрегатов основной гидросистемы от засорения. Внутри корпуса установлен отсечной (перепускной) клапан 7, отрегулированный на 7+^ кГ/см2, который обеспечивает проход масла в систему в случае повышения сопротивления фильтрующего элемента 2 из-за его засорения. Демонтаж фильтрующего элемента 2 и удаление отстоя из корпуса фильтра производятся при вывернутом стакане 1 из крышки 3. При этом гидравлическая система будет перекрыта клапанами 7 и 13.
Фильтрующий элемент 2 представляет собой гофрированный цилиндр, состоящий из двух сеток: наружной фильтровальной сетки саржевого плетения с тонкостью фильтрования 12—16 мк и внутренней каркасной сетки из нержавеющей стали, обеспечивающей жесткость фильтрующего элемента. Фланец фильтрующего элемента является одновременно опорой отсечного клапана 7. Жидкость, поступающая от гидронасосов НП-43М/1, через входной штуцер 6 проходит через кольцевой зазор между седлом 11, удерживаемым в крышке 3 стопорным кольцом 12, и отсечным клапаном 7 и через прорези во фланце фильтрующего элемента поступает в кольцевую полость А между стаканом 1 и фильтрующим элементом 2, проходит через фильтрующий элемент в полость Б и очищенная идет к потребителям. В случае засорения фильтрующего элемента 2, когда перепад давления на фильтре возрастает до 7+| кГ/см2, поднимается вверх отсечной клапан 7, сжимая пружину 8, и жидкость проходит через щель, образующуюся между нижней торцовой поверхностью клапана 7 и фланцем фильтрующего элемента, минуя сам фильтрующий элемент.
142
Для снятия фильтрующего элемента выворачивается стакан 1 из крышки 3. При этом фланец фильтроэлемента отходит от нижней поверхности клапана 7, который под действием пружины 8 смещается вниз до тех пор, пока его средняя часть не сядет фаской на седло 11, отсекая входной штуцер от полости А стакана 1. Одновременно с выворачиванием стакана 1 пружина 9 смещает вниз второй отсечной клапан 13, который садится на свое седло, отсекая выходной штуцер от полости Б. Благодаря отсечным клапанам 7 и 13 фильтрующий элемент снимается и заменяется без слива жидкости из гидросистемы.
Установлен фильтр 8Д2.966.018 -2 в панели агрегатов основной гидросистемы в правом полукрыле.
На самолетах до номера 65617 был установлен фильтр ФГ-441СН с фильтрующим элементом тонкой очистки (никелевой сетки саржевого плетения) на 12—16 мк и фильтрующим элементом грубой очистки на 70—90 мк Перепускной клапан этого фильтра рассчитан на перепад давлений 7+1 кГ!см2
Гидравлические обратные клапаны (рис. 5.9) ОК-6А, ОК-8А, ОК-ЮА и ОК-14А, установленные в линиях гидросистем, предназначены для предотвращения возвратного движения жидкости и различаются только габаритами. При протекании жидкости в направлении стрелки клапан 2 открывается, обеспечивая свободный проток жидкости. При обратном движении гидросмеси клапан давлением жидкости и усилием пружины 4 прижимается к седлу корпуса 1, перекрывая проток жидкости против направления стрелки.
Пробоотборник (рис. 510) предназначен для отбора проб масла АМГ-10 с целью определения его чистоты. Состоит пробоотборник из
Рис. 5.8. Гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2: /— стакан; 2— фильтрующий элемент; 3— крышка; 4, 5, 10— уплотнительные кольца; 6 — выходной штуцер; 7, 13 — отсечные клапаны 8, 9 — пружины;
11 — седло, 12 — стопорное кольцо
Рис 5. 9 Гидравлический обратный клапан: 1 — корпус; 2 — клапан; 3 — штуцер 4 — пружина;
5 — уплотнительное кольцо
Рис 510. Пробоотборник масла 124А-5810-1030
1 — игла; 2 — уплотнительное кольцо;
3 — корпус; 4 — заглушка, 5 — гайка
143
Рис. 5.11. Гаситель пульсаций НУ5803-500-/ — крышка: 2 —штуцер зарядки азотом; 3 — гайка; 4 — гайка крепления гасителя; 5 — корпус; 6 — «штуцер; 7 — гидравлическая полость; 8 — диафрагма; 9—газовая полость
корпуса 3, иглы 1, заглушки 4 с накидной гайкой 5. Для отбора масла нужно постепенно отвинчивать иглу 1. Установлены пробоотборники на самолетах с номера 65624 в линии давления основной гидросистемы после фильтра тонкой очистки — пробоотборник 88 (см. рис 5.1), в гидравлической панели тормозной системы — 89 и в линиях давления и слива автономной гидросистемы — 90 (в районе шпангоута № 62).
Гаситель пульсаций НУ5803-500 (рис. 5.11) —это агрегат, который предназначен для уменьшения величины пульсаций давления рабочей жидкости в основной гидросистеме, создаваемых насосами НП-43М/1. Два гасителя пульсаций установлены в мотогондолах в непосредственной близости от насосов НП-43М/1.
Агрегат представляет собой гидравлический аккумулятор, выполненный в виде сварной сферы из стали ЗОХГСА. Полость 9 гасителя пульсаций заполняется сжатым азотом, а полость 7 — рабочей жидкостью. Полости разделены диафрагмой 8, изготовленной из маслостойкой резины, расположенной внутри гасителя пульсации.
В процессе эксплуатации необходимо систематически проверять давление азота в газовой полости, которое должно быть 115±3 кГ1см2 при температуре +20°С. Полная емкость газовой полости до зарядки —не менее 242 сл<3, емкость гидравлической полости при давлении 210 кГ/см2 — не менее ПО см3 при заряженной газовой полости до давления 115+3 кПсм2.
Гидравлический аккумулятор является агрегатом сосредоточения и запаса гидравлической энергии, которая ускоряет срабатывание потребителей в момент открытия кранов, обеспечивает работу потребителей при отключении гидронасоса (например, тормозов основных колес шасси) и уменьшает забросы давлении в начальный момент при открытии кранов, предотвращая возникновение гидроударов. В основной гидросистеме установлены два гидроаккумулятора, представляющие собой полые стальные цилиндры, разделенные плавающими поршнями на гидравлическую и газовую (сжатый азот) полости. По мере расхода масла поршень под действием сжатого азота поднимается вверх и вытесняет масло, накопленное в гидравлической полости, в систему.
Давление предварительной зарядки азотом — 70+3 кПсм2 при температуре +20°С. Рабочий объем жидкости в гидравлической полости при давлении 210 кГ)см2 при предварительно заряженной газовой полости до 70+3 кГ]см2 — 4050 см3- Гидроаккумулятор питания гидроусилителя установлен по правому борту между шпангоутами № 57 и 58, а гпдроаккумулятор основной системы — рядом на шпангоуте № 58.
Сигнализатор давления МСТ-100 с демпфером Д-59-2 предназначен для включения красной сигнальной лампы при падении давления в основной гидросистеме ниже 100+5 кГ)см2 и автоматического включения <44
Рис. 5.12. Схема работы манометра типа ДИМ:
1 —мембрана; 2—шток; 3 — якорь; 4 — выпрямитель
Рис. 5.13. Сливной фильтр НУ5812-300:
1 — сливной кран; 2 — стакан; 3 — фильтрующий элемент; 4 — перепускной клапан
при этом насосной станции НС-45 автономной гидросистемы и электромагнитного крана ГА-192 для питания гидроусилителя ГУ-108Д. Принцип действия сигнализатора давления основан на способности чувствительного элемента мембраны прогибаться в зависимости от величины поступающего давления. Прогибаясь, мембрана посредством штока перемещает пластину, несущую на себе контакты. Контакты при давлении более 100±5 кГ)см.2 разомкнуты. При падении давления ниже этой величины контакты замыкаются. Демпфер Д-59-2 служит для гашения колебаний давления масла, поступающего к мембране, и входит в комплект сигнализатора.
Электрический унифицированный индуктивный манометр ДИМ-240 предназначен для дистанционного измерения давления жидкости в гидравлических системах самолета. Манометр состоит из указателя УИ1-240 и датчика ИД-240 с демпфером Основным элементом указателя является магнитоэлектрический логометр с вращающимся магнитом и неподвижными рамками.
Под действием давления мембрана 1 (рис. 5.12) датчика прогибается и через шток 2 передает перемещение на якорь 3 датчика, который, изменяя воздушные зазоры магнитных цепей катушек индуктивности, изменяет индуктивность катушек. Это приводит к перераспределению токов в рамке логометра указателя, что заставляет стрелку указателя двигаться по шкале в соответствии с величиной давления на мембрану датчика. Два комплекта ДИМ-240 установлены в тормозной гидросистеме, один — в основной и один комплект ДИМ-150 — в автономной гидросистеме.
Манометры питаются от сети переменного тока напряжением 36 в с частотой 400 гц от статического преобразователя СПО-4.
Сливной фильтр НУ5812-300 (рис. 513) является фильтром тонкой очистки и служит для очистки масла перед возвращением его в баки основной и тормозной гидросистем. Фильтрующий элемент 3 выполнен из никелевой сетки и размещен в стакане 2. В случае загрязнения фильтроэлемента и увеличения перепада давления до 2,5+0'5 кГ1см2
145
сработает перепускной клапан 4 и рабочая жидкость пройдет в баки, минуя фильтрующий элемент. Для слива жидкости из стакана 2 при промывке фильтрующего элемента в процессе выполнения регламентных работ служит сливной кран 1.
Предохранительный клапан 124А-5810-0 предназначен для защиты основной гидросистемы от повышения давления свыше 240+4 кГ/см2 в случае неисправности регулятора производительности насоса НП-43М/1. При этом давлении поднимается поршень клапана и через толкатель открывает шариковый клапан, сообщающий линию высокого давления с линией слива в бак основной гидросистемы.
СИСТЕМА УБОРКИ И ВЫПУСКА ШАССИ
Выпуск шасси с открыванием и закрыванием створок осуществляется от основной гидросистемы, аварийный выпуск — от тормозной гидросистемы, а управление уборкой шасси — только от основной системы (аварийной уборки нет). Основное управление уборкой и выпуском шасси с открыванием и закрыванием створок осуществляется трехпозиционным электромагнитным краном ГА-142/1 дистанционно с помощью переключателя ППНГ-15. Переключатель ППНГ-15 управления уборкой и выпуском шасси расположен на верхнем электрощитке, а кран ГА-142/1 — в панели агрегатов основной гидросистемы в правом полукрыле.
В выпущенном положении главные ноги шасси запираются цанговыми замками, вмонтированными в конструкцию подкосов-цилиндров уборки и выпуска главных ног шасси, передняя нога запирается посредством механизма распора и складывающегося подкоса. В убранном положении главные ноги и передняя нога шасси удерживаются на замках 20 и 7 подвески (см. рис. 5.15). Открытие и закрытие задних створок главных ног осуществляется гидроцилиндрами /5, а задних створок передней ноги — гидроцилиндром 11 и механически (в последнем случае гидроцилиндр работает как жесткая тяга).
Гидроцилиндры механизма задних створок главных ног шасси имеют по два штока 14 и 16, каждый из которых запирается в крайних положениях шариковыми замками. Эти цилиндры имеют по распределителю 4 и согласующему клапану 13 с механическими приводами. Клапан 13 предназначен для обеспечения подачи масла в .подкос-цилиндр 18 после раскрытия створок при уборке ног шасси. Клапан распределителя 4 предназначен для обеспечения подачи масла в замок 20 подвески главной ноги шасси и подкос-цилиндр 18 после раскрытия створок при
Рис. 5.14. Схема работы электромагнитного крана ГА-142/1 (в положении на выпуск шасси):
1 — золотник; 2, 3 — поршни; 4, 6 — соленоиды; 5 — шарики
выпуске шасси.
Гидроцилиндр механизма задних створок передней ноги имеет шариковые замки, запирающие шток в обоих крайних положениях, и согласующий клапан распределителя 4 для обеспечения подачи жидкости в замок 7 подвески и цилиндр 5 уборки и выпуска передней ноги после раскрытия задних створок при выпуске ноги.
Работа системы при выпуске шасси. При включении переключателя ППНГ-15 управления шасси в положение «Выпуск шасси» питание подается на соленоид 4 электромагнитного кра-
146
Линий ВаВлений линия слиВа при Линия дабпения от Линия слибттри Выпуске
от основной системы Выпуснеогоснсистемы тормозной системы от тормозной системы
Рис. 5.15. Схема системы управления шасси (в положении на выпуск):
/ — кран аварийного выпуска шассн; 2—клапаны отключения; 3— электромагнитный крен ГА-142/1; 4 — распределители жидкости; 5 — цилиндр уборки и выпуска передней ноги; 6 — челночный клапан; 7—замок подвески передней ноги: 8—перепускной клепан; $ — клапан перепуска; 10 — цилиндр механизма распора; 11— цилиндр задних створок передней ноги; Г2—механический привод; 13 — согласующий клапан; 14, 16 — штоки; 15 — цилиндр задних створок главных ног; 17—цанги; 18 — подкосы-цилиндры; /5 — плунжеры цанговых замков:
20 — замки подвески главной hoih шасси
на ГА-142/1 (рис. 5.14), сердечник которого прижимает шарик 5 к седлу. Жидкость из полости давления через канал, открытый левым шариком 5, проходит к левым поршням 2 и 3, которые сдвигают золотник 7 впра
147
во. В этом положении золотник 1 соединяет линию давления с линией выпуска шасси и жидкость одновременно поступает к следующим клапанам (рис. 5.15):
1) к согласующему клапану распределителя 4 цилиндра 11 управления задними створками передней ноги на открытие створок. Шток цилиндра снимается с шарикового замка и, выдвигаясь, раскрывает створки (в этот момент гаснет красная лампа сигнализации убранного поло жения передней ноги на табло прибора ППС-2МК) - В конце хода шток цилиндра И запирается на шариковый замок и одновременно посредством механического привода 12 и толкателя открывается перепускной клапан в распределителе 4 для подачи жидкости в полость замка 7 под вески через челночный клапан 6 и в полость силового цилиндра 5 передней ноги через золотниковый распределитель 4. Замок подвески открывается, шток силового цилиндра 5 втягивается и происходит выпуск ноги. Задние створки передней ноги в процессе выпуска закрываются механически, а передние створки остаются открытыми.
В момент полного распрямления механизма распора загорается зеленая лампочка сигнализации выпущенного положения передней ноги на табло прибора ППС-2МК, а флажок на механизме распора поворачивается сигнальной площадкой к смотровому лючку в полу кабины экипажа;
2) к согласующим клапанам распределителей 4 цилиндров 15 управления задними створками главных ног на раскрытие створок. Цилиндры 15 снимаются с шариковых замков и начинают двигаться относительно неподвижных штоков 14, шарнирно закрепленных к лонжерону № 2 крыла. В момент снятия цилиндра 15 с шарикового замка гаснут красные лампы сигнализации убранного положения главных ног шасси на табло прибора ППС-2МК- В конце хода цилиндра 15 срабатывает шариковый замок и одновременно механический привод через толкатель открывает клапан в распределителе 4 цилиндра 15 для перепуска жидкости в полости замков 20 подвески. Золотники замков 20, переходя в крайнее положение, снимают крюки с защелок и замки открываются под тяжестью ног шасси. При смещении золотника замка на 7,5±0,2 мм открывается клапан в замке 20 и жидкость через штуцер 1 и распределитель 4 поступает в полости подкосов-цилиндров 18 на выпуск главных пог. После закрытия цангового замка плунжер 19 перемещает толкатель, приводящий в действие механический привод 12, который открывает шариковый клапан в согласующем клапане 13 цилиндра задних створок для перепуска жидкости в полость цилиндров 15 на закрытие створок. Одновременно механический привод 12 нажимает шток концевого выключателя, замыкающего цепь зеленой лампы сигнализации выпущенного положения главной ноги на табло ППС-2МК. Штоки 16 цилиндров 15, вдвигаясь внутрь корпуса, закрывают задние створки (передние боковые створки и щиток остаются открытыми). Жидкость из противоположных полостей агрегатов при выпуске шасси сливается в бак основной гидросистемы, проходя через кран ГА-142/1. На пути к крану жидкость из цилиндра 11 створок передней ноги проходит через открытый согласующий клапан замка 7 подвески, а масло из подкосов-цилиндров 18 главных ног проходит при этом через согласующие клапаны цилиндров 15 створок главных ног шасси. Из цилиндров 15 задних створок главных ног до открытия замков подвески масло проходит через замки подвески главных ног, попадая из штуцера 3 в штуцер 4. После открытия замка 20 подвески золотник отсоединяет штуцер 3 от штуцера 4 и жидкость идет на слив через канал в корпусе замка и штуцер 6 (нулевой слив). Такая линия слива обеспечивает надежное срабатывание шариковых замков цилиндров створок главных ног и предотвращает возможность снятия с замка вследствие просачивания масла из штуцера 2 в штуцер 3, которое по каналу в корпусе замка и через штуцер 6 также
148
уходит в линию слива. Это обеспечивает надежность работы агрегатов шасси при уборке и выпуске.
Максимальное давление при выпуске шасси—180 кПсм2. По окончании операции выпуска шасси, которая длится не более 10 сек, должны загореться три сигнальные лампы с зеленым светофильтром прибора сигнализации положения ног шасси ППС-2МК, установленного на левой приборной доске. Выпущенное положение передней ноги, кроме того, может быть проконтролировано по механическому указателю (флажку), расположенному на механизме распора передней ноги, через овальное отверстие в полу кабины. После загорания последней лампы световой сигнализации на табло необходимо выдержать систему под давлением 210 кПсм2 в течение 20—30 сек, после чего переключатель ППНГ-15 управления шасси перевести в нейтральное положение. При этом золотник крана ГА-142/1 устанавливается в нейтральное положение, сообщая линию выпуска шасси со сливом (оба электромагнита крана обесточены).
Примечание. Если рычаг управления одного или двух двигателей поставлен на режим малого газа, а шасси (или одна из ног) не выпущено, то включается звуковая и прерывистая световая сигнализация «Выпусти шасси» на табло ППС-2МК. Поэтому при полете на режиме малого газа с убранным шасси цепь сирены необходимо выключить кнопками за рычагами управления двигателями правого пилота.
Действие системы при уборке шасси. При установке переключателя ППНГ-15 управления шасси в положение «Уборка шасси» питание подается на соленоид 6 электромагнитного крана ГА-142/1 (см. рис. 5.14), сердечник которого прижимает левый шарик 5 к седлу. Жидкость из полости давления через канал, открытый правым шариком 5, проходит к правым поршням 2 и 3, которые смещают золотник 1 влево. В таком положении золотник 1 соединяет линию давления с линией уборки шасси и жидкость одновременно поступает (рис. 5.16):
1) в полость цилиндра 10 механизма распора передней ноги и через золотниковый распределитель 4 в полость силового цилиндра 5 передней ноги, а также к перепускному клапану 8 замка подвески передней ноги. Механизм распора и складывающийся подкос передней ноги складываются (в этот момент гаснет зеленая лампа сигнализации выпущенного положения передней ноги), нога убирается. В процессе уборки задние створки передней ноги открываются механически, а после постановки ноги на замок подвески механический привод откроет перепускной клапан 8, через который жидкость пойдет к цилиндру 11 на закрытие задних створок передней ноги. Шток цилиндра 11 втягивается и становится в конце хода на шариковый замок (в этот момент загорается красная лампа сигнализации убранного положения передней ноги на табло ППС-2МК);
2) к согласующим клапанам 13 цилиндров 15 задних створок и к штуцерам 4 замков 20 подвески главных ног. Задние створки открываются вследствие снятия с шарикового замка штока 16 и выдвижения его из цилиндра 15. В конце хода шток 16 становится на шариковый замок и через механический привод открывает согласующий клапан 13 для перепуска через распределители 4 жидкости в полости цилиндров-подкосов 18 главных ног шасси. Штоки цилиндров-подкосов снимаются с цанговых замков (в этот момент гаснут зеленые лампы сигнализации выпущенного положения главных ног шасси) и, выдвигаясь из цилиндров, убирают главные ноги шасси-
При постановке ног на замки 20 подвески золотники замков смещаясь, соединяют штуцера 4 со штуцерами 3 и жидкость поступает к распределителям 4 цилиндров 15 задних створок на закрытие створок, которое происходит вследствие движения корпуса цилиндра 15 относительно неподвижных штоков 14. В конце хода цилиндры 15 устанавливаются на шариковые замки, а механические приводы приводят в действие кон-
149
“ ' Ёбак
Рис. 5.16. Схема системы управления шасси (в положении на уборку; наименование , позиций те же, что на рнс. 5.15)
цевые выключатели, замыкающие цепи красных ламп сигнализации убранного положения главных ног (концевые выключатели на цилиндрах задних створок всех ног шасси соединены последовательно с концевыми выключателями, установленными на замках подвески).
Жидкость из цилиндра 5 уборки и выпуска передней ноги и из цилиндра 11 створок передней ноги сливается в бак основной системы, проходя через кран ГА-142/1. При раскрытии створок перед уборкой главных ног жидкость, вытесняемая из цилиндров 15 створок, сливается в бак основной системы, пройдя через согласующий клапан 13 подкоса-цилиндра 18, замок 20 подвески, золотниковую полость распределителя 4 цилиндров 15 створок и кран ГА-142/1.
150
Из подкоса-цилиндра 18 жидкость попадает в сливную линию через золотников'ыи распределитель 4, замок 20 подвески, золотниковую полость распределителя 4 цилиндра 15 створок и кран ГА-142/1
Максимальное давление при уборке шасси—185 кПсм2. По окончании операции уборки и закрытия створок, которая длится не более 7 сек, должны гореть три сигнальные лампы с красным светофильтром на табло ППС-2МК. После загорания последней красной лампы система выдерживается под давлением 210 кГ)см.2 в течение 5 сек, затем рукоятка переключателя ППНГ-15 переводится в нейтральное положение. При этом кран ГА-142/1 сообщает линию уборки шасси со сливом, ноги шасси удерживаются в убранном положении замками подвески.
Неисправности в системе основного выпуска и уборки шасси и действия экипажа в случае их возникновения. Если при выпуске шасси одна или несколько сигнальных ламп выпущенного положения шасси не загорелись, необходимо:
1) убедиться, что лампы не перегорели, для чего нажать на кнопку проверки ламп и убедиться, что они исправны;
2) если и после этого одна из ламп не загорается, то необходимо перевести рукоятку переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение и убедиться, что давление в основной гидросистеме не менее 200—210 кГ1см2\
3) при наличии давления 200—210 кПсм2 (при нейтральном положении переключателя ППНГ-15) уменьшить скорость полета до 350 км[ч;
4) вторично перевести рукоятку переключателя в положение «Выпуск шасси» и, удерживая ее в таком положении 8—10 сек, убедиться, что давление после падения, вызванного срабатыванием крана ГА-142/1 на выпуск, вновь возросло до 200—210 кГ!см2\
5) проверить положение передней ноги через окно в полу кабины экипажа по механическому указателю (флажку) на механизме распора. При выпущенном положении флажок повернут белой с черными полосами стороной к окну.
Закрытие створок главных ног шасси после их выпуска свидетельствует о постановке ног на замки выпущенного положения, так как жидкость в цилиндр задних створок на их закрытие перепускается лишь после срабатывания цангового замка в цилиндре-подкосе главной ноги. Бортмеханик может визуально проверить положение задних створок главных ног, выйдя в пассажирскую кабину;
6) если перечисленные действия не привели к загоранию сигнальной лампы, необходимо произвести довыпуск шасси аварийно от тормозной гидросистемы. Это также необходимо делать сразу, если давление в основной гидросистеме при переводе переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение остается менее 200 кГ[см2.
Если во рремя уборки шасси при достижении давления в системе 200—210 кГ/см2 одна или несколько ламп не загорелись или же все лампы убранного положения загораются, но после возвращения рукоятки переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение одна или несколько этих ламп г а с н у т, это указывает на то, что те ноги шасси, об убранном положении которых сигнализируют эти лампы, не дошли до крайнего убранного положения, т. е не встали на замки подвески (лампы же загорелись от того, что при наличии давления эти ноги шасси доходили до этого положения, но на замки не вставали из-за неисправности замков). В этом случае необходимо уменьшить скорость полета до 350 км)ч, выпустить шасси от основной системы и повторить уборку шасси.
Если же при повторной уборке шасси указанное выше повторяется или же одна из ламп вообще не загорается, необходимо доложить руководителю полетов о неисправности замков шасси и действовать по его
151
указанию. Продолжать полет, если одна или несколько ног шасси не встали на заг^к убранного положения, а удерживаются в этом положении только давлением в гидросистеме, запрещается.
Система аварийного выпуска шасси. В случае неисправности системы выпуска шасси от основной гидросистемы аварийный выпуск шасси производится от тормозной системы посредством крана аварийного выпуска шасси, установленного под полом за правым пилотом у шпангоута № 7. Рукоятка, приводящая кран в действие, находится за мотопультом пилота. При управлении выпуском шасси от крана жидкость к агрегатам шасси поступает по самостоятельным линиям. В линиях аварийного выпуска передней и главных ног установлены перепускные клапаны 9 (см. рис- 5.15), обеспечивающие опережение раскрытия задних створок перед снятием ног шасси с замков подвески. Клапан перепуска (рис. 5.17) представляет собой автоматически действующий регулятор шарикового типа. При увеличении давления в штуцере А масло проходит через дроссельный валик 10 (испытывая значительное сопротивление) под поршень 13, и когда давление под поршнем достигнет 170+15 кГ1см2, последний через толкатель 12 откроет шариковый клапан — шарик 7, перепускающий жидкость в линию аварийного выпуска шасси (это происходит с запаздыванием в 2—3 сек после окончания операции раскрытия створок). Два таких клапана установлены на внутренних стенках гондол главных ног шасси, а один — в нише передней ноги у шпангоута № 10, слева от оси самолета.
В линию аварийного выпуска шасси включены два клапана отключения 2 (см. рис. 515). Один из них, установленный в панели агрегатов основной гидросистемы, предназначен для сброса давления в магистрали основной системы при выпуске шасси от тормозной. При перекладке его золотника под давлением жидкости из тормозной системы линия подвода жидкости к крану ГА-142/1 от основной системы запирается, а линия, идущая от крана ГА-142/1, соединяется со сливом. Другой клапан отключения предназначен для обеспечения нормальной работы крана ГА-142/1 при аварийном выпуске шасси. Он установлен под полом в районе шпангоута № 34. Под давлением жидкости из тормозной гидросистемы золотник клапана перекладывается, в результате чего жидкость из цилиндра створок передней ноги направляется непосредственно на слив в бак основной гидросистемы, предупреждая возможность создания высокого давления жидкости при обратном ходе жидкости через кран ГА-142/1, если его золотник не станет в нейтральное положение (заклинит) при переводе рукоятки переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение.
Выпуск шасси от тормозной гидросистемы происходит следующим образом. При нажатии кнопки 5 на рукоятке 4 аварийного крана 1 шасси (рис. 5-18) и перемещении рукоятки вверх происходит перекладка золотника крана в нижнее положение посредством эксцентрикового валика в головке крана, который с помощью роликов и двустороннего троса 2 связан с рукояткой 4. При этом жидкость от тормозной системы через открывшиеся каналы в кране одновременно подается (см. рис. 5.15):
к обоим клапанам отключения 2, перекладывая их золотники влево;
к челночному клапану распределителя 4 цилиндра 11 задних створок передней ноги;
к трем клапанам перепуска 9;
к золотниковым распределителям 4 цилиндров 15 задних створок главных ног (под давлением жидкости цилиндр 15 движется относительно неподвижного штока 14);
к цилиндру 5 уборки и выпуска передней ноги через челночный клапан в распределителе 4 и подкосам-цилиндрам 18 главных ног шасси 152
Рис. 5.17. Клапан перепуска НУ5808 350:
1 — гайка; 2 — букса; 3 — сальник; 4 — корпус; 5 — крышка; 6, 11 — пружины; 7 — шарик; 8 — седло клапана; 9 — направляющая; 10 — дроссельный ва-
. лик; 12— толкатель; 13 — поршень
Рис. 5.18. Установка крана аварийного выпуска шасси:
1 — кран; 2 — двусторонний трос;
3 — ролик; 4—рукоятка крана; 5— кнопка
(после раскрывания створок через челночные клапаны в золотниковых распределителях 4).
По окончании операции открытия задних створок передней ноги, когда давление повысится до 170+15 кПсм2, клапан 9 перепуска пропускает масло к челночному клапану 6 замка 7 подвески передней ноги и к золотниковому распределителю 4 цилиндра 5 уборки и выпуска передней ноги. Происходит выпуск передней ноги, закрытие задних створок передней ноги осуществляется механически.
По окончании операции открытия задних створок главных ног при давлении 170+15 кПсм2 клапаны 9 перепуска пропускают масло к замкам 20 подвески главных ног и к золотниковым распределителям 4 подкосов-цилиндров 18 на выпуск шасси. Задние створки гондол при этом не закрываются.
Масло, вытесняемое из цилиндра 5 уборки и выпуска передней ноги, из подкосов-цилиндров 18 и из цилиндров 15 створок главных ног при их открытии сливается в бак тормозной гидросистемы через аварийный кран 1 шасси.
Масло же, вытесняемое из цилиндра 11 створок передней ноги и из цилиндров 15 створок главных ног, при их закрытии сливается в бак основной гидросистемы через клапан 2 отключения и частично через кран ГА-142/1 (при этом происходит перекачка небольшого количества масла, равного рабочему объему указанных цилиндров, из бака тормозной гидросистемы в бак основной системы).
153
Сигнализация выпущенного положения шасси при аварийном выпуске та же, что и при выпуске от основной гидросистемы. Продолжительность выпуска шасси от тормозной гидросистемы — не более 20 сек, максимальное давление в процессе выпуска — 140 кПсм2.
В случае отказа системы аварийного выпуска шасси можно за 15— 20 мин выпустить шасси ручным насосом НР-01, включенным в тормозную систему. Жидкость под давлением, создаваемым ручным насосом, идет на выпуск шасси через кран аварийного выпуска. Насос НР-01 установлен в кабине экипажа на боковой стенке постамента кресла правого пилота в зоне шпангоута № 7.
Довыпуск шасси от тормозной системы. Если при выпуске шасси от основной гидросистемы одна из сигнальных ламп не загорелась (проверка их показывает, что они исправны), а при переводе рукоятки переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение давление в основной гидросистеме остается ниже 200 кПсм2, то необходимо произвести довыпуск шасси or аварийной системы. Это необходимо делать сразу, если при переводе переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение давление восстанавливается до 200 210 кГ/см2, но после уменьшения скорости до 350 км/ч при повторном выпуске шасси от основной гидросистемы; зеленая лампа не загорается, а визуальная проверка подтверждает, что какая-то из ног выпустилась не полностью, т. е. не встала на замок.
Перед довыпуском шасси от аварийной системы необходимо убедиться, что рукоятка переключателя ППНГ-15 управления от основной системы находится в нейтральном (среднем) положении, так как в противном случае челночные клапаны золотниковых распределителей гидроагрегатов могут не пропустить жидкость от тормозной системы. После этого нажать на кнопку рукоятки «Шасси аварийно» за правым пилотом, вытянуть рукоятку вверх до упора и оставить ее в вытянутом положении до установки самолета на место стоянки и выявления причины аварийного довыпуска шасси.
Наиболее вероятными причинами неисправностей в системе управления шасси от основной системы могут быть: несрабатывание концевых выключателей из-за недостаточного запаса хода их штоков, замыкание цепей или несрабатывание этих концевых выключателей из-за попадания влаги и замерзания ее, неисправность цепей питания электромагнитного крана ГА-142/1 или самого крана
Так, в эксплуатации самолета были вынужденные посадки из-за не-уборки шасси после взлета вследствие несрабатывания концевого выключателя блокировки уборки шасси на земле по причине недостаточного запаса хода штока этого концевого выключателя (запас хода после этого увеличен с 1,5—2 до 1,8—3,5 мм).
В другом случае после взлета при уборке шасси от основной системы давление в ней резко упало, а ноги шасси установились в промежуточном положении. При переводе переключателя ППНГ-15 управления шасси в нейтральное положение давление восстановилось. Шасси было выпущено аварийно, после чего самолет совершил вынужденную посадку. Причиной резкого падения давления была неисправность в регулировании насоса НП-43М/1, что привело к открытию и временному зависанию предохранительного клапана основной гидросистемы.
Одной из причин замедленного выпуска шасси (передней ноги основных ног) является неправильная регулировка хода толкателя согласующего клапана цилиндра створок — мала величина хода — 3,0—3,5 мм Поэтому при обнаружении завышенного времени выпуска одной из ног шасси необходимо немедленно произвести регулировку хода штока.
154
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС ПЕРЕДНЕЙ НОГИ ШАССИ
Для обеспечения высокой маневренности при движении самолета по земле, выдерживания прямолинейности движения при взлете и посадке, а также для уменьшения износа колес главных ног, передняя нога шасси управляема. Система управления поворотом колес передней ноги построена на электрогидравлическом приводе со следящим устройством (обратной связью) и питается от основной гидросистемы под давлением 210 кПсм2. В выключенном состоянии система обеспечивает демп фирование самоколебаний типа шимми передней ноги, возникающих в результате деформации амортизационной стойки ноги и пневматиков колес при движении самолета с большой скоростью по ВПП, при большой нагрузке на переднюю ногу, малой жесткости пневматика вследствие низкого давления воздуха в нем, при повышенных люфтах в шарнирных соединениях поворотно-демпфирующего устройства, при нарушенной ба лансировке колес, при большой разнице давлений в шинах колес- Само-колебания типа шимми могут привести к срыву пневматиков и даже к разрушению передней ноги шасси. Расположение оси колес сзади оси головки штока уменьшает эти колебания.
Управление поворотом колес передней ноги шасси производится от педалей ножного управления самолетом совместно с управлением рулем направления. Система управления имеет четыре режима работы
1. Режим руления самолета с убранными закрылками, когда при полном отклонении педалей обеспечивается угол поворота колес ±35° от нейтрального положения О работе на этом режиме сигнализирует желтая лампа, расположенная на передней части электрощитка левого пилота.
2. Режим малых отклонений, соответствующий разбегу и пробегу самолета с выпущенными закрылками, когда при полном отклонении педалей обеспечивается угол поворота колес ±5°30' от нейтрального положения (взлетно-посадочный режим).
3 Режим экстренного руления при выпущенных закрылках, когда при полном отклонении педалей обеспечивается угол поворота колес ±35° от нейтрального положения.
Во всех трех указанных режимах отклонение колес передней ноги непрерывно следует за отклонением педалей.
4. Режим свободного ориентирования передней ноги, при котором колеса и педали имеют полную и независимую свободу движения. Этот режим устанавливается автоматически с момента отрыва передней ноги от земли на взлете или после выключения выключателя ВГ-15К управления поворотом колес передней ноги на электрощитке левого пилота.
Переключение системы на соответствующий режим происходит следующим образом.
1- При посадке самолета переход с режима свободного ориентирования на взлетно-посадочный режим происходит автоматически посредством замыкания электроцепи через блокировочный концевой выключатель, срабатывающий при обжатии амортизационной стойки передней ноги. В момент замыкания электроцепи одновременно происходит процесс согласования положения передней ноги с положением руля направления (педалей) и включение гидропривода в работу. В этом режиме путевая управляемость самолета определяется как эффективностью руля направления, так и эффективностью поворота колес передней ноги шасси. По мере уменьшения скорости пробега эффективность руля снижается, а эффективность колес возрастает, поэтому суммарная эффективность управления в процессе всего пробега практически сохраняется постоянной, что имеет большое значение при посадке с боковым Ветром-
S. В конце пробега самолета при уборке закрылков происходит
155
включение второго блокировочного концевого выключателя в механизме МКВ-36, который подготавливает электроцепь переключения крана ГА-163 на большие углы.
3. Нажатием выключателя ВНГ-15К на верхнем электрощитке осуществляется переход со взлетно-посадочного режима на режим руления (для этого закрылки должны быть полностью убраны). После нажатия переключатель можно отпустить, так как электроцепь самоблокиру-ется.
4- При необходимости экстренного перехода со взлетно-посадочного режима на режим руления при выпущенных закрылках необходимо нажать переключатель ВНГ-15К и удерживать его в нажатом состоянии до окончания экстренного разворота или до момента полной уборки закрылков.
Перед взлетом самолета переход системы управления на взлетно-посадочный режим с режима руления происходит автоматически при выпуске закрылков на предварительном старте.
В случае неисправности гидропривода и падения давления в гидросистеме система управления автоматически переходит в режим сво-
7
Рис. 5.19 Схема системы управления поворотом колес передней ноги шасси:
Г — педали; 2, 10— качалки; 3— тяга системы управления рулем направления; 4 — золотниковый пульт РГ-16А; 5 — поводок; б, 9 — регулируемые тяги; 7 — гермоузел; 8— пружина; II —исардан; Г2— карданный вал; 13 — рычаг; 14 — колеса; 15 — шток амортизационной стойки; И - гидропривод-демпфер; /7 —тяга, 18 — кран переключения /9 — срезной болт
156
бедного ориентирования передних колес и выдерживание направления самолета осуществляется рулем направления и раздельным торможением колес главных ног шасси. Так как управление поворотом колес передней ноги осуществляется одновременно с отклонением руля направления от педалей, то при механическом повреждении золотникового пульта системы управления передних колес (заклинение золотника) срезается специальный магниевый болт в тяге проводки к пульту, обеспечивая свободу хода проводки управления рулем направления.
Система управления поворотом колес передней ноги состоит из следующих основных элементов (рис. 5.19): педалей / ножного управления рулем направления; регулируемой тяги 9 с овальным вырезом в ушко-вом наконечнике для обеспечения свободного хода проводки на 11± 1 мм; гермоузла 7; пружины 8, обеспечивающей выборку люфтов, плавность работы системы и возвращение проводки и педалей в нейтральное положение при снятии нагрузки с педалей; ведущего поводка 5; золотникового пульта РГ-16А (4); следящей системы, состоящей из карданного вала 12, рычага 13 и тяги 17; гидропривода-демпфера 16; электромагнитного крана ГА-163 включения и выключения золотникового пульта РГ-16А; крана переключения 18; главного выключателя ВГ-15К системы управления поворотом колес, нажимного выключателя ВНГ-15К включения поворота колес на ±35° и лампы сигнализации режима больших отклонений (±35°).
Электромагнитный кран ГА-163 — трехпозионный, с двумя распределительными золотниками, управляемыми электромагнитами (рис- 5.20). Кран установлен в нише передней ноги на стенке шпангоута № 8. При включении выключателя ВГ-15К при обжатой амортизационной стойке передней ноги срабатывает распределительный золотник крана ГА-163 и давление подается в штуцер <М» золотникового пульта РГ-16А. Система будет работать в режиме малых отклонений. Если при включенном выключателе ВГ-15К нажать выключатель ВНГ-15К на верхнем электрощитке, то сработает другой распределительный золотник крана ГА-163. Жидкость под давлением будет подаваться в штуцер «Б» золотникового пульта РГ-16А и система будет работать в режиме больших отклонений.
Золотниковый пульт РГ-16А представляет собой гидравлический агрегат, служащий для управления гидроприводом поворота колес передней ноги, т- е. для распределения рабочей жидкости на режимах больших или малых отклонений колес передней ноги при движении педалей
Рис. 5 20. Схема работы электромагнитного краиа ГА-163 (под действием верхнего электромагнита распределительный золотник обеспечивает подвод жидкости к штуцеру малых углов пульта РГ-16А)
157
Рнс. 5.21. Золотниковый пульт РГ-16А:
1 — золотник клапана малых углов; 2 — ведущий золотник малых углов; 4 —гильза; 5 — большая шестерня; 6 — ведущий фланец; 7 — малая шестерня; 8 — следящий золотник больших углов; 9 — ведущий золотник больших >глов; 10 — гнльза; 11 — золотник клапана больших углов; 12 — дроссельная шайба; 13 — фильтр; 14 — большая шестерня следящей системы; 15 — фланец следящей системы; 16 — малая шестерня следящей системы
ОтГА-163
Прабый
Левый
| В Ban
в ту или другую сторону. Установлен золотниковый пульт в нише передней ноги на стенке шпангоута № 8 и состоит из следующих основных узлов (рис. 5-21): двух переключающих золотников 1 и 11; двух комплектов поворотных золотников 2, 3, 8 и 9; двух входных и двух выходных фильтров 13; золотника кольцевания полостей цилиндра гидропривода; двух коробок шестеренчатых передач и двух гильз 4 и 10.
Каждый комплект поворотных золотников состоит из ведущих золотников 2 и 9 и золотников обратной связи 3 и 8. Комплект с золотниками 8 и 9 управляет поворотом колес на большие углы, а комплект с золотниками 2 и 3 — поворотом колес на малые углы. Внутри золотников 3 и 8 помещена вставка, уплотненная резиновыми кольцами, которая разделяет внутреннюю полость золотника на две части: верхнюю, управляющую поворотом колес влево, и нижнюю, управляющую поворотом колес вправо. Входной сигнал передается через ведущий фланец 6 одновременно золотникам 9 и 2, но угол поворота золотника 2 меньше угла поворота золотника 9 в отношении 27:61 (число зубьев шестерен 7 и 5). Сигнал от обратной связи передается фланцу 15, а от него одновременно золотникам 8 и 3, но угол поворота золотника 3 больше угла поворота золотника 8 в отношении 65:23 (число зубьев шестерен 14 и 16). Специальное устройство всех шестерен позволяет осуществить безлюфтовое зубчатое зацепление-
Поскольку входное и выходное звенья пульта непосредственно соединены с золотниками 9 и 8, а углы поворота их при работе равны между собой, то углы поворота входного и выходного звеньев в режиме больших отклонений также равны между собой. При работе пульта в режиме малых углов при одном и том же повороте входного звена, что и в режиме больших углов, звено, соединенное с обратной связью, отрабатывает углы в отношении 1:64-6,5, так как угол поворота золотника 2 меньше в 2,26 раза угла поворота входного звена, а угол поворота золотника 3 в 2,82 раза больше угла поворота звена обратной связи. Следовательно, повороту входного звена на угол а соответствует в 6,37 раза (2,26X2,82) меньший угол поворота звена обратной связи, поэтому при полном ходе педали колеса повернутся всего лишь на 5°30' вместо 35°-
Для предотвращения резкого нарастания давления под золотниками 1 и 11 согласующих клапанов больших и малых углов перед ними установлены дроссельные шайбы 12, а для тщательной фильтрации жидкости, т. е. уменьшения возможности заклинения ведущих или следящих золотников, в корпусе пульта имеются дополнительные фильтры 13.
Принцип работы золотникового пульта состоит в следующем. При включении выключателя ВГ-15К при обжатой амортизационной стойке передней ноги срабатывает распределительный золотник электромагнитного крана ГА-163 и давление жидкости подается к согласующему клапану малых углов. Происходит перемещение его золотника 1 в верхнее положение и рабочая жидкость подходит к ведущему золотнику 2 малых углов, где дальнейший путь ей перекрыт телом золотника 3. При движении педали, например вправо, после выборки холостого хода 11± 1 мм происходит поворот ведущего фланца 6 вместе с малой шестерней 7, которая передает движение через большую шестерню 5 ведущему золотнику 2 малых углов. При этом сообщаются радиальные сверления в золотниках 3 и 2 и жидкость поступает в нижнюю полость (при даче левой педали — в верхнюю) внутри золотника 3, откуда по открытым радиальным сверлениям в золотниках 2 и 3, гильзе 4 и по каналам в корпусе и клапане малых углов жидкость через фильтр В подходит к штуцеру «Правый» (при даче левой педали к штуцеру «Левый») в корпусе пульта.
От штуцера пульта жидкость через кран переключения 4 (рис. 5,22) поступает во внутреннюю полость гидропривода-демпфера 5 (при даче 159
Рис 5.22. Схема гидравлической системы управления поворотом колес передней ноги:
1—электромагнитный кран ГА-163; 2— золотниковый пульт РГ-16А; 3 — обратный клапан ОК-6А в линии слива; 4 — кран переключения;
5 — гидропривод-демпфер: 6 — жиклер
левой педали жидкость подходит с внешних сторон поршней гидропри-вода), обеспечивая правый разворот колес передней ноги. Жидкость из противоположных полостей цилиндра гидропривода-демпфера 5 сливается через кран переключения 4, штуцер «Левый» на пульте РГ-16А, верхнюю полость внутри золотника 3 (рис. 5.21), через каналы в корпусе пульта и обратный клапан в бак основной гидросистемы.
При повороте передних колес вправо гидропривод, поворачиваясь (через шлиц-шарнир) вместе с ними, посредством механизма обратной связи поворачивает вправо следящий фланец 15 золотникового пульта и большая шестерня 14 передает движение малой шестерне 16, сидящей на следящем золотнике 3 малых углов. При остановке педалей, а следовательно, и ведущего золотника 2 малых углов следящий золотник 3 малых углов, набегая на него, перекрывает каналы, подводя
щие и отводящие рабочую жидкость к гидроприводу. После этого пово-
рот колес прекращается и они остаются в положении, соответствующем ходу педали. Если пилоту необходимо еще увеличить угол поворота колес, т. е. и самолета вправо, он перемещает правую педаль вперед. Ведущий фланец, а следовательно, и ведущий золотник малых углов поворачиваются (уже без выборки свободного хода 11 мм в системе управления), подводя еще определенную порцию жидкости в полость правого разворота гидропривода, т. е. цикл управления возобновляется. При полном ходе педали вправо колеса передней ноги будут повернуты вправо на 5°30'. При работе пульта в режиме малых углов золотники 8 п 9 больших углов вращаются вхолостую, так как подвод жидкости к штуцеру больших углов закрыт краном ГА-163.
При нажатии выключателя ВНГ-15К на верхнем электрощитке срабатывает другой распределительный золотник электромагнитного крана ГА-163, рабочая жидкость подается к согласующему клапану больших углов золотникового пульта РГ-16А, золотник 11 клапана, смещаясь вверх, обеспечивает подвод жидкости к ведущему золотнику 9 больших углов, где жидкость будет заперта до момента начала смещения золотника 9 относительно золотника 8. Дальнейшая работа пульта происходит аналогично описанной. Колеса передней ноги будут поворачиваться на ±35° от нейтрального положения при полном ходе педалей.
При выключении выключателя ВГ-15К на электрощитке левого пилота обесточиваются оба электромагнита крана ГА-163, штуцера подвода жидкости к пульту сообщаются со сливом, золотники 1 и 11 клапанов возвращаются в исходное положение под действием пружин. Золотник кольцевания в пульте РГ-16А (на рисунке не показан) сообщает полости пульта между собой, одновременно соединяя их со сливом и обеспечивая возможность срабатывания крана переключения. Кран переключения переводит гидропривод в режим демпфирования.
Кран переключения 4 (см. рис. 5,22) предназначен для переключения системы поворота колес передней ноги из управляемого положения в самоориеитирующиеся (и обратно) и представляет собой гидравличе-
160
скнй агрегат золотникового типа с регулируемым жиклером и двумя клапанами перепуска. Установлен кран на амортизационной стойке передней ноги рядом с гидроприводом-демпфером.
Включение крана происходит автоматически посредством перемещения поршней при повышении давления в одной из линий управления, соединенных со штуцерами левого и правого разворота золотникового пульта РГ-16А при включенном выключателе ВГ-15К управления поворотом передних колес.
При отрыве передней ногн от земли в момент взлета размыкается концевой выключатель ДП-702 на верхнем звене шлиц-шарнира передней амортизационной стойки, разрывая электроцепь питания крана ГА-163 (это произойдет и при выключении выключателя ВГ-15К), давление в линиях управления крана переключения падает и пружина перемещает золотник в исходное положение. Обе полости гидропривода сообщаются при этом через дозирующий жиклер 6, установленный в дополнительном канале корпуса, соединяющем штуцера, которые в свою очередь соединены с обеими полостями гидропривода. При выключенной системе передняя нога переходит в режим свободного ориентирования, колеса при отрыве от ВПП устанавливаются в нейтральное положение, необходимое для нормальной уборки передней ноги шасси.
Жиклер 6 создает необходимую степень демпфирования поворотного движения колес передней ноги вследствие большого сопротивления перетеканию масла из одной полости гидропривода в другую через малое сечение жиклера. В корпусе крана переключения имеются специальные клапаны, предназначенные для пополнения масла и предупреждающие образование вакуумных пустот в полостях демпфера.
Требования по эксплуатации системы поворота колес передней ноги. При эксплуатации самолета необходимо соблюдать следующие требо ваиия.
1. Перед буксировкой самолета необходимо убедиться, что звенья шлиц-шарнира передней ноги шасси разъединены, выключатель ВГ-15К управления системой поворота передней ногн выключен, тормозная система заряжена до давления 200—210 кПсм2. Скорость буксировки не должна превышать 15 км/ч, а вблизи препятствий — 5 км/ч-
2. Перед остановкой самолета передние колеса установить вдоль осп самолета, после отсоединения буксировочного водила соединить звенья шлиц-шарнира передней ноги, а рукоятку законтрить. После страгнва-ния самолета с места включить переключатель ВГ-15К, нажать и удерживать в нажатом положении выключатель ВНГ-15К на верхнем элекг-рощитке (закрылки на предварительном старте выпущены). При этом горит желтая лампа «Поворот ±35°» рядом с переключателем ВГ-15К на электрощитке левого пилота.
3. При рулении не допускать резких поворотов, при которых передняя нога будет повернута на предельный угол ±35°, ограниченный уио рамп .на цилиндре амортстойки и поворотном хомуте.
4. Не допускать разворотов во время руления самолета при наличии в стороне, противоположной развороту, людей на расстоянии менее 50 м. Запрещается резко тормозить самолет на разворотах во избежание повреждения механизма управления передней ноги. Минимально допустимый радиус разворота самолета при рулении, как и при буксировке, 16 м, считая от осн тележки главной ноги, расположенной со стороны разворота (при этом наименьший радиус дорожки качения колес передней ноги будет равен 25 м)-
Выполнять разворот на месте с одной неподвижной тележкой шасси запрещается во избежание больших нагрузок на нее, колеса и элементы амортизационной стойки.
5. Скорость руления выбирать в зависимости от ширины рулежной дорожки, состояния ее поверхности и наличия препятствий. Для разво-6-ЗОЗЭ 161
рота'самолета на 180° ширина рулежной дорожки должна быть не. менее 60 м, в случае необходимости выполнения разворота на полосе шириной менее 60 >и допускается незначительное подтормаживание^ внутренней тележки, но так, чтобы она не разворачивалась на месте. Перед остановкой самолета на исполнительном старте передние колеса необходимо установить вдоль продольной оси самолета, а самолет — в направлении взлета, для чего прорулить 5—10 м по ВПП и остановиться на удалении не более 100 м от начала ВПП.
Предупреждение. Запрещается в любом случае при стоянке самолета производить поворот передней ноги с помощью системы управления
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ
Управление интерцепторами —электрогидравлическое, выполнено по двухпроводной гидравлической схеме параллельного действия двух гидроприводов.
Система управления интерцепторами включает следующие основные агрегаты (см. рис. 5.1):
электромагнитный крав ГА-163/16 (62), расположенный в панели агрегатов основной гидросистемы в правом крыле;
гидравлический синхронизатор (порционер) ГА-215 (75), расположенный в той же панели, что и кран ГА-163/16;
гидравлические цилиндры 74 левого и правого интерцепторов, закрепленные на кронштейнах задних лонжеронов средних частей крыла;
обратный клапан в линии слива, расположенный в одной панели с краном ГА-163/16 и синхронизатором ГА-215
Гидроцилиндр интерцепторов. Каждый силовой цилиндр интерцепторов имеет односторонний внутренний двойной шариковый замок (рис. 5.23), запирающий шток 7 в убранном положении, что соответствует убранному положению интерцепторов. Применение двойного шарикового замка дает возможность значительно уменьшить износ и надиры в зонах контакта шариков и конуса плунжера, возникающие при снятии шарикового замка в процессе выпуска интерцепторов.
При подаче давления к штуцеру 11 плунжер 2 фиксирующего замка отжимается влево, шарики 1 входят в канавки плунжера 2. После раскрытия фиксирующего замка плунжер 2 основного замка давлением жидкости отбрасывается влево и шарики 4 основного замка позволяют штоку 7 двигаться вправо для выпуска интерцепторов. После снятия штока 7 с шарикового замка пружина перемещает плунжер 12, другая пружина поворачивает качалку 10, освобождая щток концевого выключателя— загораются красные сигнальные лампы на средней приборной доске, сигнализируя о выпущенном положении интерцепторов.
При подаче жидкости к штуцеру 6 шток 7 перемещается влево, в
Рис. 5.23. Силовой цилиндр интерцепторов:
/ — шарик фиксирующего замка; 2— плуцжер фиксирующего замка; 3— плунжер основного зам ка; 4—шарик основного замка; 5, 9—обоймы; £ —штуцер уборки интерцептора; 7—шток; я — поршень. 10— качалка; 11— штуцер выпуска интерцепторов. . /2 -—плунжер; 13— головка цилинд-
ра; 14, 15 — пружины фиксирующего н основного плунжеров
162
4
ПрЧМОи. ход
Лебый цилиндр дошел до упора,правый -дожимается (дляпрянагохода)
Рис. 5.24. Схема работы гидравлического синхронизатора ГЛ-215:
/ корпус; 2, 4 — отверстия; 3 — гнль.а: 5 — плунжер; 6, 7 — обратные клапаны пря мого и обратного хода; Я—набор дна фра гм: 9 — золотник; 10 — чувствительный поршень; р1 и р2 — давления у штуцеров «Цилиндр»
конце его хода шарики 4 основного замка упираются вначале в плунжер 2, отодвигая его влево, а затем в основной плунжер 3, также отодвигая его влево. Шарики 1 проваливаются в канавку плунжера 2 и оба плунжера отодвигаются влево, сжимая пружины 14, 15, давая возможность шарикам 4 заскочить в канавку, образуемую обоймой 5 и плунжером 12. Плунжер 3, фиксируя шарики 4 в канавке, отодвигается вправо усилием пружины 15. Шарики 1 заскакивают в проточку и фиксируются плунжером 2. Шток 7 оказывается запертым в убранном положении, шарики 4 переместили влево плунжер 12, который через качалку 10 обжимает шток концевого выключателя — красные лампы выпущенного положения интерцепторов гаснут.
Гидравлический синхронизатор ГА-215 (порционер). Реверсивный порционер ГА-215 (рис. 5.24) предназначен для гидравлической синхронизации движения гидроприводов левого и правого интерцептора при прямом и обратном ходе. Агрегат состоит из трех основных узлов:
1) реверсивного механизма автоматического изменения проходного сечения диафрагмы в зависимости от величины расхода. Механизм расположен в верхней расточке корпуса и включает гильзу 3 с двумя отверстиями 2 малого диаметра и двумя отверстиями 4 большого диаметра и плунжер 5 с пружиной;
2) центрального золотникового механизма с золотниками 9, чувствительным поршнем 10 и обратными клапанами 7 и 6 (расположен в центральной расточке корпуса);
3) дроссельного механизма дожима, состоящего из набора диафрагм 8 фильтров. Он расположен в проточке, соединенной отверстиями с по-6* 163
лостью центрального золотникового механизма и с полостью обратною клапана прямого хода.
Принцип работы. При равных противодавлениях жидкости в цилиндрах обоих интерцепторов общий расход распределяется поровну в каждый цилиндр, а следовательно, будут равны потери давления в диафрагмах каждой ветви и давления с обеих сторон чувствительного поршня 10- Роль диафрагмы выполняют четыре боковые отверстия в гильзе 3 (по два отверстия на каждую ветвь), из которых два верхних отверстия 2 малого диаметра постоянно открыты и необходимы для операции дожима, а два нижних отверстия 4 большого диаметра при относительном смещении плунжера 5 могут открываться. При равномерном выпуске интерцепторов дроссельные золотники 9 вместе с чувствительным поршнем 10 занимают нейтральное положение, открывая свободный проход жидкости в полости гпдроцилиндров интерцепторов. Если же противодавление в одном из гидроцилиндров (например, в правом) уменьшится (при встречно-боковом ветре слева) вследствие меньшего сопротивления интерцептору при его выпуске, то расход жидкости в этой ветви увеличится. Неравномерный выпуск интерцепторов привел бы к неодинаковому обтеканию полукрыльев, разнице в лобовых сопротивлениях и неравномерной загрузке тележек шасси, вследствие чего самолет начал бы резко разворачиваться вправо. Задача гидравлического синхронизатора — обеспечить равномерный выпуск интерцепторов в любых условиях. Вследствие увеличения расхода жидкости в правой ветви давление на чувствительный поршень 10 с правой стороны снижается и он вместе с золотниками 9 начинает смещаться вправо, при крывая отверстия в правой части гильзы, что уменьшает расход жидкости в правой ветви. Перемещение поршня с золотником прекратится в тот момент, когда давление на чувствительный поршень 10 справа станет равным давлению на него слева, что возможно лишь при равенстве расходов в обеих ветвях. Таким образом, обеспечивается равенство расходов в ветвях обоих интерцепторов и равномерный их выпуск.
Если же какой-то из интерцепторов все же доходит до крайнего положения раньше противоположного, то появляется разность давлений п чувствительный поршень, перемещаясь с золотниками в сторону меньшего давления, перекроет канал подвода жидкости к интерцептору, не дошедшему до крайнего положения. В этом случае жидкость к гидро-цилиндру этого интерцептора проходит через набор диафрагм 8 дроссельный механизм дожима и интерцептор доходит до крайнего выпущенного положения (см. рис. 5.24, справа).
Дополнительный канал, идущий под гильЗу клапана 7, обеспечивает-плавное опускание плунжера 5 и постепенное открытие больших отвер стнй в гильзе, чтобы исключить резкое нарастание давления с обеих сторон чувствительного поршня При обратном ходе, т. е. при уборке ин терцепторов, жидкость, проходившая чеу>ез этот канал, поднимет гильзу 3, чтобы открыть большие отверстия 4 в гильзе 3 для ускорения процесса уборки, так как плунжер 5 под действием усилия пружины поднялся и перекрыл большие отверстия
Выпуск и уборка интерцепторов. Интерцепторы можно выпустить только на земле, когда обжага одна из главных ног шасси, так как цепь выпуска заблокирована параллельно включенными концевыми выключателями, расположенными на амортизационных стойках главных ног шасси и связанных с верхним звеном шлиц-шарнира.
Управление интерцепторами осуществляется посредством переключателя ППНГ-15К, установленного на электрощитке левого пилога и кнопки 204КС, установленной на правом роге штурвала левого пилота под гашеткой. Переключатель ППНГ-15К имеет три положения: «Включено», «Выключено», и «Принудительная уборка». Последнее положение переключателя служит для уборки интерцепторов в случае неисправно-164
•ctii цепи управления с помощью кнопки. При нажатии на гашетку кнопка 204КС включается и при положении переключателя ППНГ-15К «Включено» срабатывает электромагнитный кран ГА-163/16, его распределительный золотник пропускает жидкость в силовые цилиндры интерцепторов через порционер ГА-215, штоки снимаются с шариковых замков (при этом загораются красные лампы на средней приборной доске), выдвигаются из цилиндров и через систему тяг и качалок отклоняют интерцепторы на 52±1° (482±5 мм). Промежуточного поло жения интерцепторы не имеют.
Время выпуска интерцепторов при давлении в основной гидросистеме 210 кГ)см~ и производительности обоих насосов 70 л]мин равно 2— 3 сек.
При снятии гашетки с защелки в конце пробега кнопка 204КС размыкается и кран ГА-163/16 сообщает с линией давления противоположные полости силовых цилиндров, штоки втягиваются, интерцепторы убираются- При постановке штоков силовых цилиндров на шариковые замки концевые выключатели размыкают цепь красных ламп (в случае неплотного прилегания интерцепторов к конструкции крыла лампы продолжают гореть).
Время уборки интерцепторов при давлении в основной гидросистеме— 210 кГ)см2 и производительности обоих насосов — 70 л/мин равно 2—3 сек. Время выпуска и уборки от одного работающего насоса НП-43/1 — 4—6 сек.
В случае загорания одной из сигнальных ламп интерцепторов в полете и нарушения бокового равновесия самолета необходимо немедленно перевести переключатель ППНГ-15К в положение «Принудительная уборка», проверить положение гашетки и, если она снята с защелки, переключатель ППНГ-15К в положение «Включено» переводить только после касания колесами самолета земли. Если же гашетка стоит на защелке, снять ее с защелки.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГИДРОУСИЛИТЕЛЕМ
Управление гидроусилителем — электрогидравлическое. Система управления включает следующие агрегаты (см. рис. 51):
электромагнитный кран ГА-165 (67);
редукционный клапан ГА-213 (69);
гидропривод 71 механизма включения взлетно-посадочного пружинного загружателя;
гидроусилитель ГУ-108Д (72)
переключатель ГШГ-15К управления краном ГА-165 (на верхнем электрощитке);
переключатель ВГ-15К аварийного кольцевания гидроусилителя (под колпачком на верхнем электрощитке).
Электромагнитный кран ГА-165 представляет собой двухпозиционный электромагнитный кран и предназначен для дистанционного вклю чения гидроусилителя руля направления в основную гидросистему и отключения его от нее. Установлен кран в панели агрегатов гидроусилителя, расположенной по .правому борту между шпангоутами № 61 и 62 (на самолетах до № 65618 кран ГА-165 расположен в панели электрокранов). Кран ГА-165 имеет два положения: в одном положении его штуцер давления соединяется с гидроусилителем, в другом — гидроусилитель сообщается со сливом, а линия давления отсекается.
В нейтральном положении золотник крана не должен быть, так как при этом соединяются полости «Насос» и «Бак». При подходе золотника в одно из крайних положений автоматически обесточивается соответствующая электрокатушка и золотник доходит до крайнего положения под действием механизма фиксации и сил инерции. Поэтому при
165
Штуцер №1 Штуцер №3
Штуцер №2 Ц
| В систему
(V/J Высокое Вабление Редуцированное даВление I- - I СлиВ
Рис. 5.25. Редукционный клапан ГА-213: I — общий вид; II— схема работы;
а — работа клапана как редуктора; б — работа в качестве предохранительного клапана;
/ — корпус; 2, 8, 13, 22, 26 — уплотнительные кольца; 3 — распорная втулка; 4 — седло клапана выпуска; 5 — поршень; 6 — кольцо; 7, 14, 19 — фторопластовые кольца; 9—опора; 10. 23 — пружины; 11— седло клапана впуска; 12—клапан впуска; 15— разрезное кольцо; 16, 17, 24—шайбы; 20 — клапан выпуска; 21 — гильза; 25 — бронзовая направляющая; 27 — гайка; 28 — регулировочный винт;
29 — опора винта
любом крайнем положении золотника электромагниты обесточены. При техническом обслуживании предусмотрено ручное управление золотин ком крана с помощью рычага на корпусе крана.
Редукционный клапан ГА-213 (рис. 5.25) служит для понижения давления с 210 до 100±5 кПсм2 перед поступлением жидкости в гидроусилитель, так как в линии питания гидроусилителя используется пониженное давление 100±5 кГ/см2. При отсутствии давления в системе поршень 5 под действием редукционной пружины 23 удерживается в крайнем левом положении. Клапан впуска 12 открыт и сообщает между собой полости высокого (штуцер 1) и редуцированного (штуцер 2) давления. Клапан выпуска 20 прижат к седлу 4 поршня 5 и закрывает линию слева (штуцер 3). При включении электромагнитного крана ГА-165 жидкость под давлением 210 кПсм2 поступает к штуцеру 1 и через клапан впуска 12 с пониженным давлением 100±5 кГ)см2 к штуцеру 2, а от него — к гидроусилителю. Увеличение давления в редукционной полости свыше 100±5 кГ1см2 вызывает перемещение поршня 5 вправо и сжатие редукционной пружины 23. Вместе с поршнем перемещаются оба клапана 12 и 20 под действием пружины 10. Клапан впус-
16G
Рис. 5.27. Схема работы гидроусилителя ТУ-Ю8Д:
/• редукционный клапан ГА-213; 4?.— фильтр; 3 — золотниковая коробка; 4— клапаны переключения; 5 обратный клапан; 6 — гидропривод механизма включения пружинного загружателя; ' электромагнитный кран ГА-192; 8 — насосная станция НС-45; 9— жиклер; 10 — золотник ава-рийниго кольцевания; 11 — ендовой цилиндр; 12— лорщень; 13— клапан основного кольцевания; 14 рычажная система; 15 — электромагнит; 16 — распределительный золотник; 17— замок золотника; 18 — дренажный бачок; 19 — выходное звено; 20 — входное звено рулевого агрегата РАУ-108
ка 12 постепенно закрывается, прижимаясь к седлу 11- При еще большем повышении давления откроется клапан выпуска и полость редуцированного давления соединится со сливом (штуцер 3), что может быть в случае негерметичности клапана впуска или вследствие теплового расширения жидкости в линии гидроусилителя. Если при включении гидроусилителя при неподвижном руле направления давление в основной гидросистеме резко падает, то это указывает на неисправность клапана ГА-213 (негерметичность клапана выпуска, неисправность пружины).
Гидропривод механизма включения взлетно-посадочного пружинного загружателя представляет собой гидравлический цилиндр поршневого типа двустороннего действия и включен в линию управления гидроусилителем руля направления от основной и автономной гидросистем. При включении электромагнитных кранов управления гидроусилителем (от основной системы ГА-165, от автономной ГА-192) он автоматически включает пружинный загружатель, который создает имитацию усилий на педалях при работающем гидроусилителе- Гидропривод установлен по левому борту под полом у шпангоутов № 8 и 9.
Гидроусилитель ГУ-108Д (рис. 5.26) состоит из постамента 1, силового цилиндра 3, золотниковой коробки 2 и рычажной системы. С помощью постамента гидроусилитель устанавливается в хвостовой части фюзеляжа у шпангоута № 61. В силовом цилиндре 3 размещен поршень, передающий движение выходному звену, которое имеет вид вала с вилкой на конце. К ней крепится кардан руля направления. В поршне размещен клапан кольцевания, соединяющий обе полости цилиндра при переходе на безбустериое управление.
В золотниковой коробке 3 (рис. 5.27) размещены: распределительный золотник 16, замок золотника 17, удерживающий золотник в неподвижном положении при выключенной гидравлике, золотник 10 аварийного кольцевания полостей силового цилиндра 11, клапаны переключения 4 гидросистем.
Для сбора дренажных утечек из золотниковой коробки 3 и цилиндра 11 гидроусилитель имеет дренажный бачок 18, на котором имеется специальная кнопка. При нажатии на нее можно слить отстой из бачка.
Для фильтрации жидкости перед входом в гидроусилитель имеется фильтр 2.
Рабочий ход входного звена гидроусилителя равен ±60 мм, рабочий ход выходного звена ±26°. Момент, развиваемый гидроусилителем на выходном звене, — 90 кГм. Время полного хода гидроусилителя при включенной гидравлике при отсутствии нагрузки на выходном звене — 1—1,2 сек-
Работа гидроусилителя. При включении переключателя ППГ-15К на верхнем электрощитке срабатывает электромагнитный крап ГА-165, жидкость через него поступает в редуктор ГЛ-213 и с давлением 100±5 кГ/см2 одновременно идет к гидроприводу 6 механизма включения пружинного загружателя руля направления и к клапанам переключения 4 гидроусилителя. Клапаны переключения 4 под действием пружины находятся в левом положении, пропуская жидкость из основной гидросистемы к распределительному золотнику 16 и отсекая линию подвода жидкости от автономной системы. Одновременно жидкость подходит к приводу замка 17 распределительного золотника 16 и снимает золотник с замка, обеспечивая свободный ход золотника. При смещении золотника 16 вследствие движения входного рычага рычажной системы 14, которое задает пилот, автопилот или рулевые агрегаты РАУ-108 (неподвижной точкой в первоначальный момент является точка с, так как поршень в силовом цилиндре неподвижен), открываются соответствующие каналы в золотниковой коробке. Рабочая жидкость поступает в соответствующую полость силового цилиндра 11 и поршень 12 через выходное звено 19 передает движение рулю направления, который 168
-отклоняется пропорционально перемещению входного звена 20. Жидкость из противоположной полости силового цилиндра в это время сливается через соответствующие каналы в золотниковой коробке и клапане переключения 4 в бак основной гидросистемы.
При прекращении движения входного звена 20 поршень 12 силового цилиндра через систему обратной связи (рычажную систему 14) перемещает распределительный золотник 16 в направлении, обратном тому, которое ему до этого задало входное звено 20 (ось вращения рычажной системы 14 — точка а, точка б в этот момент уже неподвижна).
Золотник 16 перекрывает дальнейший подвод жидкости в полость -силового цилиндра 11, и руль направления остается в заданном положении.
Для обеспечения плавного хода распределительного золотника и уменьшения его самоколебаннй имеются специальные каналы, сообщающиеся между собой регулируемым жиклером 9, создающим сопротивление перетеканию жидкости при перемещении золотника 16.
При падении давления в основной гидросистеме ниже 100±5 кПсм? должна автоматически включиться насосная станция НС-45 автономной гидросистемы, подать жидкость под давлением 100—75 кГ1ся? к клапану переключения 4 гидроусилителя и передвинуть его в крайнее правое положение, обеспечивая подвод жидкости к распределительному золотнику 16 и к замку золотника 17 (при этом линия подвода жидкости от основной гидросистемы отсекается). Гидроусилитель работает точно гак же, как и при питании от основной гидросистемы.
Если же насосная станция ни автоматически, ни вручную не включается, то гидроусилитель автоматически отключается (при этом автоматически отключается демпфер рыскания ДР-134А4, если он работал при выключенном автопилоте) и полости силового цилиндра 11 сообщаются между собой с помощью клапана кольцевания 13 в поршне 12 (усилием пружины клапан отходит от седла, соединяя обе полости цилиндра).
В этом случае необходимо сразу же включить золотник 10 аварийного кольцевания посредством переключателя ВГ-15К на верхнем электрощитке под колпачком. Электромагнит 15 сердечником перемещает золотник 10 в крайнее левое положение, преодолевая усилие пружины. При этом обе полости силового цилиндра имеют дополнительные каналы для соединения между собой, что важно в случае отказа клапана кольцевания 13 в поршне 12
Таким образом, при выключенном гидроусилителе пилоту придется преодолевать лишь незначительные силы трения манжет поршня, его инерционные силы и незначительные силы сопротивления жидкости при перетекании ее по каналам кольцевания и, конечно, шарнирный момент руля направления. Для уменьшения шарнирного момента руля летчик может использовать триммер руля направления, электромеханизм которого автоматически включился в сеть при падении давления в гидроприводе механизма включения взлетно-посадочного пружинного загружателя руля 1направления. При безбустерном управлении пилот через тяги управления и рулевые агрегаты РАУ-108, которые в это время работают как жесткие элементы проводки, передает движение входному звену гидроусилителя, рычажная система 14 поворачивается относительно неподвижной точки б (замок 17 золотника 16 закрыт), поворачивая выходное звено 19, а вместе с ним и руль направления. Поршень 12 при этом движется в силовом цилиндре 11, практически не испытывая сопротивления движению.
Предупреждение. Во всех случаях при появлении каких-либо ненормальностей в системе управления рулем направления (затяжеление управления из-за негерметичности уплотнений поршня 12, самопроизвольное движение педалей вследствие неисправностей в системе демпфера
169
рыскания) необходимо вы ключить гидроусилитель, включить его аварийное кольцевание и перейти на безбустерное управление.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЯМИ
Гидравлическая система стеклоочистителей обеспечивает работу щеток стеклоочистителей, удаляющих с обзорных стекол фонаря летчиков атмосферные осадки. Система управления стеклоочистителями включа ет следующие агрегаты (см. рис. 5 1):
два дроссельных крана ГА-230 65 управления гидроприводами стеклоочисти-
Рис. 5 28 Схема работы гидропривода стеклоочи- телеи;
стителя ГА-211/1: два предохранительных
/ — поршень-рейка: 2 — валик; 3 — шестерня; 4 — гильза; КЛЭПЭНа Ы5810-25М 70' 5 — пружина; 6 — клапан; 7 — винты-упоры; 8 — скоба;
5 —ведущая шайба; 10 — планка ДВЭ ГИДрОПрИВОДЭ СТвК-
лоочистителя ГА-211/1 73. Давление в гидросистеме до кранов ГА-230-210 кГ/см2, а за ними при нормальной работе приводов управления стеклоочистителями устанав ливается пониженное давление до 150±5 кГ1см2.
Дроссельный кран ГА-230 предназначен для регулирования расхода жидкости на питание стеклоочистителя и выполняет следующие функции:
1) включает гидропривод ГА-211/1 в работу и отключает его;
2) регулирует число поворотов приводного валика стеклоочистителя ГА-211/1;
3) ограничивает максимальное число поворотов приводного валика ГА-211/1 величиной 200 двойных поворотов в минуту.
Включение и регулирование хода стеклоочистителя осуществляется поворотом маховичка крана, в результате чего изменяется проходное сечение крана и расход жидкости. Диафрагма, установленная в выходном штуцере крана, имеет жиклер, ограничивающий расход жидкости в случае полного открытия крана.
Два крана ГА-230 установлены в кабине пилотов по правому и левому борту между шпангоутами № 6 и 7.
Предохранительные клапаны Н5810-25М служат для защиты приводов стеклоочистителей ГА-211/1 от повышения давления в системе свыше 162—167 кПсм2 при неисправном дроссельном кране ГА-230. Клапаны сообщают линию давления в этом случае с линией слива. Клапаны установлены в кабине экипажа по правому и левому борту.
Гидропривод стеклоочистителя ГА-211/1 (рис. 5.28) служит для приведения в действие щеток и работает следующим образом. При отсутствии давления в системе подвижные детали узла привода и переклю чающего механизма (ведущая шайба 9, скоба 8 с пружиной 5, перекидная планка 10 и два клапана 6) находятся в одном из крайних положений, в котором они находились в момент выключения системы (например, в правом), и фиксируются пружиной 5скобы 8. При открытии 170
маховичка крана ГА-230 полость В привода сообщается с линией давления, а полость Н через правый клапан 6 — с линией слива. Под действием давления жидкости в полости В поршень-рейка 1 двигается вправо, вращая шестерню 3, валик 2 и ведущую шайбу 9, закрепленную на хвостовике валика 2 переключающего механизма, против часовой стрелки. Ведущая шайба 9 винтом-упором 7 поворачивает скобу <8. Пружина 5 скобы 8 при этом растягивается и, пройдя «мертвую точку», перебрасывает скобу в крайнее правое положение до упора в стенку кор-пуса. Так как скоба 8 шарнирно закреплена на планке 10, то она перемещает планку вместе с клапанами 6 в крайнее левое положение. Полость В сообщается при этом с линией слива, а полость Н — с линией давления и цикл работы повторяется в обратном направлении.
Приводы стеклоочистителей установлены на фонаре кабины пилотов по правому и левому борту у шпангоута № 5 (с внутренней стороны кабины).
Щетка стеклоочистителя служит для очистки стекол кабины пилотов от атмосферных осадков. Она должна прижиматься к стеклу равномерно с усилием 6,5±0,2 кГ, которое регулируется с помощью регулировочного винта.
Включать стеклоочистители в полете разрешается на скорости не более 450 км/ч- Перед опробованием стеклоочистителей на стоянке стекла кабины и щетки необходимо промыть водой. Разрешается производить проверку работы стеклоочистителей по сухому стеклу, по не более восьми двойных ходов щетки. При более длительной работе при положительных температурах нужно смачивать поверхность стекол водой, а при отрицательных — спиртом. Если щетки стеклоочистителей движутся медленно (вяло), то нужно проверить давление открытия предохранительных клапанов и давление жидкости после дроссельного коана ГА-230. Если давления ниже требуемых величин, агрегаты необходимо заменить.
АВТОНОМНАЯ ГИДРОСИСТЕМА
Автономная гидросистема (рис. 5.29) предназначена для обеспечения работы гидроусилителя ГУ-108Д в случае падения давления в основной гидросистеме. Она представляет собой изолированную систему, имеющую собственный источник давления — электронасосную станцию НС-45 с самостоятельной системой регулирования производительности, а также собственную систему питания и коммуникации.
Все гидравлические агрегаты, входящие в насосную станцию НС-45,
Рис. 5.29. Насосная станция НС-45;
/ — электродвигатель МП-1500А, 2—предохранительный воздушный клапан, 3 — воздушный манометр МВ-ЮМ; 4— заглушка для заправки жидкости АМГ-10; 5—указатель уровня жидкости; 6 — предохранительный клапан; 7 — обратный кла пан; 8—корпус-бак; 9 — гндроаккумулятор; 10 — датчик дистанционного манометра; // — электромагнитный кран ГЛ-192; 12—датчик сигнальной лампы
скомпонованы в одном корпусе, расположенном в негерметичпой части фюзеляжа на шпангоуте № 60 по осн самолета. Корпус <8 насосной станции одновременно является и емкостью для рабочей жидкости АМГ-10, которая должна быть заполнена до уровня не ниже верхней отметки на кожухе указателя 5 жидкости, закрепленного на корпусе. Заправка осуществляется при выключенной насосной станции и при разряженной гидравлической полости гидроаккумулятора 9. При работающей насосной станции уровень масла должен быть не ниже нижней отметки на кожухе указателя жидкости. Полная емкость автономной гидросистемы — 6 л, рабочий объем бака-корпуса — примерно 3,8 л.
В нижней части корпуса насосной станции расположен поршневой насос переменной производительности от 0 до 6 л!мин при давлении 100 ±5 кПсм2, которая саморегулируется по давлению с помощью регулятора производительности. Насос приводится во вращение электродвигателем постоянного тока МП-1500А 1 мощностью не более 1 500 вт при напряжении 27 в. Обороты электродвигателя 7 400 в минуту, поэтому между ним и насосом имеется одноступенчатый понижающий редуктор. Для контроля за давлением в автономной гидросистеме имеется датчик ПД-150 12 из комплекта ДИМ-150, указатель которого расположен на средней приборной доске. Рядом с указателем манометра имеется красная сигнальная лампа, загорающаяся при давлении ниже 40 + 2,5 кПсм2 вследствие срабатывания сигнализатора падения давления МСТ-40 10, установленного на корпусе НС-45.
Для предотвращения повышения давления в автономной гидросистеме свыше допустимого в случае неисправности регулятора производительности на корпусе установлен предохранительный клапан 6. Для сброса давления из автономной гидросистемы при техническом обслуживании самолетов до № 65618 на шпангоуте № 60 установлен пере-крывной кран вентильного типа, соединяющий линию давления с внутренней емкостью корпуса НС-45. На самолетах последующих серий при выключении крана ГА-192 переключателем автономной гидросистемы гидроаккумулятор насосной станции разряжается автоматически, так как кран ГА-192 соединяет линию давления с линией слива в бак НС-45. Рабочая жидкость очищается перед поступлением ее в систему и при возвращении из гидроусилителя фильтрами.
Наддув внутренней полости НС-45, т. е. бака, производится через штуцер наддува с обратным клапаном из общей системы наддува гидробаков. Контроль за давлением наддува при техническом обслуживании системы осуществляется по манометру МВ-10М на корпусе насосной станции. На случай повышения давления внутри НС-45 на корпусе ее установлен предохранительный клапан 2, соединенный непосредственно с баком основной гидросистемы (давление открытия клапана — 3 ± 0,5 кГ/см2).
Для уменьшения пульсации давления в системе и обеспечения плавности работы гидроусилителя на корпусе НС-45 закреплен шаровой гидроаккумулятор 9, газовая полость которого заряжается азотом до давления 35+2 кГ/слт2. Для сбора дренажных утечек на нижней части корпуса расположен специальный бачок.
Запуск насосной станции НС-45 и подключение ее на питание гидроусилителя производятся переключателем 2 ППНГ-15К на верхнем электрощитке пилотов. Переключатель имеет три положения: «Автомат», Выключено» и «Принудительно».
Автоматическое включение станции НС-45. Перед взлетом самолета при подготовке кабины переключатель насосной станции устанавливается в положение Автомат». В случае падения давления в основной гидросистеме ниже 100 ±5 кГ)см2 сигнализатор давления МСТ-100 основной гидросистемы замыкает контакты для автоматического включения электродвигателя насосной станции и красной лампы сигнализации 172
падения давления в основной гидросистеме. При включении насосной станции в момент ее запуска загорается также и красная лампа автономной системы, которая гаснет после выхода станции на рабочий режим, т. е. при давлении выше 40 ±2,4 кГ/см2. При запуске НС-45 включается и кран ГА-192, золотник которого разобщает линию подвода давления со сливом в бак НС-45. Жидкость от насосной станции поступает через фильтр к клапану переключения гидроусилителя. При давлении 30 ± 5 кГ/см- (см. рис. 5.27) поршень клапана 4 переключения перемещается вправо, сжимая пружину и открывая проход жидкости из автономной гидросистемы к распределительному золотнику 16 и замку 17 этого золотника. Одновременно поршни клапана переключения отсекают линию питания гидроусилителя от основной гидросистемы. В остальном работа гидроусилителя происходит точно так же, как и при питании от основной гидросистемы.
При срабатывании электромагнитного крана ГА-192 жидкость также проходит к гидроприводу 6 механизма включения взлетно-посадочного загружателя для его включения. Если при запуске насосная станция НС-45 выходит на режим медленно (за время больше 4 сек), то это значит, что мал или не создается наддув в баке НС-45 или же мал уровень масла в баке. Если после запуска НС-45 при работе рулем направления давление по указателю автономной гидросистемы падает ниже 50 кГ!см2, то это указывает на малое давление азота в гидроаккумуляторе насосной станции.
Принудительное включение насосной станции НС-45. На случай отказа автоматического включения станции НС-45 при неисправности сигнализатора давления МСТ-100 или электроцепи от него к электродвигателю МП-1500А на самолете предусмотрено принудительное включение насосной станции НС-45 путем перевода переключателя 2ППНГ-15К в положение «Принудительно». Последовательность работы агрегатов автономной гидросистемы при принудительном включении такая же, как и при автоматическом. Если же и при принудительном включении насосная станция не запускается, то необходимо выключить гидроусилитель, включить клапан аварийного кольцевания и перейти на безбус-терное управление рулем направления. При этом скорость полета по прибору должна быть не более 550 км/ч, так как может произойти автоматическое отключение демпфера рыскания.
ТОРМОЗНАЯ ГИДРОСИСТЕМА
Тормозная гидросистема (см. рис. 5.1) предназначена для основного и аварийного торможения колес главных ног шасси и аварийного выпуска шасси.
Система источников давления. Номинальное рабочее давление в гидросистеме— 210 кГ/см2, создается электропроводной насосной станцией 465Д 27, действие которой регулируется электрическим переключателем давления ПДЛ4-210 16 и осуществляется в такой последовательности:
при давлении 210+| кГ!см2 электропривод насоса автоматически выключается;
при давлении 170+| кГ1см2 электропривод насоса автоматически включается;
при давлении 140±7 кГ!см2 загорается красная сигнальная лампа над указателем манометра тормозной системы;
при давлении 40+^ кГ[см2 электропривод насоса автоматически выключается.
Рабочая жидкость тормозной гидросистемы — АМГ-10. Емкость системы — 30 л. Основное количество рабочей жидкости содержится в гидравлическом баке 30, из которого она забирается насосом 27 и на-173
гнетается в систем}' через обратный клапан 18 п линейный фильтр 20 тонкой очистки;
к клапанам <8 основного торможения (при этом одновременно происходит зарядка гидроаккумулятора 23 тормозной гидросистемы);
к крану ГА-184У 11 зарядки гидроаккумулятора 26 аварийного торможения;
к крану 14 аварийного выпуска шасси.
По мере нагнетания жидкости и зарядки гидроаккумулятора 23 давление в системе повышается и достигает 210 кГ/см2, после чего электрический переключатель давления ПДМ-210 16 выключает электроцепь питания электроприводной насосной станции 27. При выполнении рабочих операций от тормозной гидросистемы в результате расхода жидкости происходит разрядка гидравлического аккумулятора 23 и давление в системе понижается. При уменьшении давления до 170 кГ[см2 переключатель давления включает реле питания электропривода насоса, который вновь нагнетает жидкость в систему до давления 210 kI’Icm-. Если же при включении потребителя давление вследствие повышенного расхода падает до 140 кГ)см2, то переключатель давления, сохраняя рабочий режим насоса, включает сигнальную лампу падения давления в тормозной гидросистеме. В случае ненормального повышения расхода в системе и падения давления ниже 40 кГ/сч2 переключатель давления выключает электропривод насоса.
Предохранительный клапан 19 системы, включенный между линиями давления и слива, защищает систему от повышения давления свыше 230-4 кГ/см2 в случае неисправности переключателя 16 давления.
Величина рабочего давления тормозной гидросистемы контролируется указателем УШ-240 дистанционного манометра ДПМ-240, установленным на средней приборной доске пилотов внизу слева, над которым расположена красная сигнальная лампа падения давления в системе.
При обесточенной электросети самолета на земле величину давления можно проконтролировать по манометру МВУ-400А 22, установленному в панели агрегатов тормозной системы.
Между магистралью давления и линией слива установлен перекрыв-иой кран 15, обеспечивающий при необходимости разрядку тормозной гидросистемы (гидроаккумулятора 23).
Зарядка гидравлического аккумулятора 26 аварийного торможения происходит от тормозной системы через обратный клапан 12 и электромагнитный кран ГА-184У 11, управляемый посредством кнопки 5КС, расположенной на верхнем электрощитке пилотов рядом с нажимным переключателем управления электронасосом 465Д. Гидроаккумулятор 26 можно разрядить на земле лишь рукоятками аварийного торможения путем многократных торможений и растормаживаний колес главных ног шасси. Поскольку система аварийного торможения является замкнутой, в ней установлен предохранительный клапан 13, перепускающий масло в бак при повышении давления свыше 265+15 кГ)см2 в случае теплового расширения азота в гидроаккумуляторе 26.
Величина рабочего давления в магистрали аварийного торможения контролируется указателем УИ1-240 дистанционного манометра ДИМ-240, расположенным на средней приборной доске пилотов, и сигнализатором давления ЭС-200 24, который включает красную сигнальную лампу над указателем манометра при падении давления в гидроаккумуляторе 26 ниже 190 ± 10 кГ!см2.
Для выполнения отдельных операций на стоянке самолета в магистраль тормозной системы включен через обратный клапан 18 ручной насос НР-01 32, установленный в кабине экипажа.
Все агрегаты системы источников давления тормозной гидросистемы та исключением гидробака расположены в панели агрегатов тормозной 174
гидросистемы, установленной в нише передней ноги шасси между шпаи гоутами № 13 и 14. В панели размещаются:
электромагнитный кран ГА-184У зарядки гидроаккумулятора аварийного торможения;
фильтр тонкой очистки 12ГФ5СН 1;
перекрывной кран;
предохранительный клапан тормозной системы;
переключатель давления ПДМ-210;
датчик дистанционного манометра тормозной системы,
манометр МВУ-400А с дросселем;
датчик ИД-240 дистанционного манометра системы аварийного торможения;
сигнализатор давления ЭС-200 системы аварийного торможения; предохранительный клапан системы аварийного торможения;
обратный клапан ОК-6А.
В панели имеется штуцер для слива гидросмеси, которая может появиться в панели при снятии агрегатов.
Гидравлический бак тормозной гидросистемы (рис. 5.30) представляет собой резервуар сварной конструкции, выполненной из листового материала АМГ-6, и предназначен для содержания основного количества рабочей жидкости, необходимого для питания тормозной гидросистемы.
Бак заполняется маслом через заливную горловину 8, имеющую сетчатый фильтр 11. Рабочий объем масла в баке должен быть 16,5— 15,5 л при заряженных аккумуляторах тормозной гидросистемы (основном и аварийном) и заторможенных колесах. Полная емкость бака— 28 л.
Верхняя полость бака через штуцер 9 сообщается с системой наддува. Внутри бака имеется сплошная горизонтальная перегородка 5 с одним патрубком и дренажными отверстиями, предназначенная для предотвращения оголения штуцера 2 питания насоса вследствие отлива масла при отрицательных перегрузках.
Полость бака через штуцер 2 сообщается с магистралью питания гидронасоса, а через штуцер 4— с магистралью слива. Нижний штуцер 1 служит для подсоединения линии к ручному насосу. Для слива масла нз бака при техническом обслуживании имеется штуцер 3, соединенный трубопроводом с краном слива в нише передней ноги шасси (на стенке шпангоута № 8).
Уровень масла в баке контролируется поплавковым масломером 6, показания которого читаются на шкале масломера на внешней стенке бака. К штуцеру 10 подсоединен воздушный манометр МВ-4 для контроля давления в системе наддува гидробаков.
Бак тормозной гидросистемы установлен в кабине экипажа за сиденьем правого пилота между шпангоутами № 8 и 9.
Дренажный бак тормозной гидросистемы представляет собой резервуар сварной конструкции, выполненной из листового материала МА-8, и предназначен для поддержания нормального давления наддува гидробаков всех трех гидросистем, а также для размещения дополнительного объема гидросмеси в случае переполнения гидробака тормозной системы. На баке имеются штуцера наддува, дренажа, слива масла, регулятор давления наддува и предохранительный воздушный клапан.
Бак установлен по правому борту под полом между шпангоутами № 12 и 13 в герметической части. Для стравливания давления наддува гидросистем необходимо отвернуть заглушку на сливном штуцере дренажного бака тормозной системы в нише передней ноги справа.
Регулятор давления наддува (рис. 5.31) представляет собой однокамерный воздушный редуктор мембранного типа, поддерживающий в гидравлических баках постоянное давление 1,2 ±0,1 кГ[смг независимо
175
Рис. 5.30. Бак тормозной гидросистемы:
1 — штуцер питания ручного нзсоса; 2 — штуцер питания насосной станции 465Д; 3 — штуцер слива; 4 — штуцер возврата масла; 5—горизонтальная перегородка; 6 — гидравлический масломер МГ 46А; 7 — корпус бака; 8 — заливная горловина; 9 — штуцер наддува; 10 — штуцер к манометру МВ-4; 11— фильтр в заливкой горповине
Рис. 5.31. Регулятор давления наддува:
/ — обратный кпапаи; 2 — входной штуцер; 3 — крышка; 4 — регулировочный винт; 5 — нажимная шайба; 6, 12— пружины; 7—шайба; 8 — диафрагма; 9 — толкатель клапана; 10 — корпус; // — клапан; 13 — грибок; 14 — уплотнительное кольцо;
15 — пробка
Рис. 5.32. Воздушный предохранительный клапан:
/ — гайка; 2, 3. 5, 7 —шайбы; 4, 8 — втулки; 6, 14 — пружины; 9— прокладка; 10, 13, 16— клапаны; // — корпус; 12—уплотнительное кольцо;
/5 — прижимная втулка; 17 — прокладка; 18 — шток
Рис. 5.33. Влагоотстойник:
1 — гайка; 2 — штуцер; 3 — тройник; 4— заглушка; 5, 6 — шайбы; 7 — прокладка;
S — стакан; 9 — трафарет
от изменения давления воздуха, поступающего от компрессоров двигателей. Регулирование давления воздуха построено на равновесии между усилием пружины 6 и усилием от давления, распределенным на эффективную площадь диафрагмы 8. В случае уменьшения давления наддува в баке ниже 1,2 кГ/см2 усилие пружины 6 преодолевает нагрузку на диафрагму 8 и перемещает ее вниз вместе с толкателем 9, который открывает клапан 11, в дополнительный объем воздуха от компрессоров двигателей войдег в гидробаки для повышения давления наддува в них до 1,2 кГ1см2. Дальнейшее повышение давления прекращается вследствие закрывания клапана 11 под действием пружины 12.
Установлен регулятор давления наддува на дренажном баке тормозной гидросистемы.
Воздушный предохранительный клапан (рис 5.32) представляет собой предохранительный клапан двойного действия (прямого и обратного) и предназначен для защиты гидробаков от избыточного давления. Клапан 10 прямого действия служит для защиты баков от повышенного внутреннего давления и отрегулирован на давление 1,4+°^ кГ1см2.
После длительной стоянки самолета допускается первое открытие клапана 10 при давлении не более 1,65 кГ)см2. Клапан 13 обратного действия защищает баки от внешнего давления, что может иметь место при резком снижении самолета, и отрегулирован на перепад давления 0,08 ± 0,04 кГ)см2. При понижении давления внутри бака на 0,08 ±0,04 кГ1см2 относительно внешнего давления клапан 13 открывается и воздух через восемь осевых отверстий в тарелке клапана 10 входит внутрь бака, выравнивая давления и предотвращая смятие баков
Один воздушный предохранительный клапан установлен на дренажном бачке основной гидросистемы, а другой—на дренажном баке тормозной гидросистемы.
Влагоотстойник (рис. 5.33) предназначен для сбора конденсата в системе наддува гидробаков на линии от компрессоров двигателей до дренажного бака. Влагоотстойник состоит из стакана 8, тройника 3, штуцера 2, соединительной гайки 1 и уплотнений. Для слива конденсата отсоединяется стакан 8 вместе со штуцером 2 от тройника 3.
Установлен влагоотстойник между шпангоутами № .45 и 46 под по лом по оси самолета.
Электроприводной насос 465Д состоит из гидравлического насоса и электродвигателя МП-6000 и предназначен для нагнетания рабочей жидкости в тормозную гидросистему.
Гидронасос — семиплунжерной конструкции со звездообразным расположением плунжеров, состоит из следующих основных узлов корпуса, крышки, цилиндров с плунжерами, эксцентрикового вала Корпус — цилиндрической формы, имеет фланец для соединения насоса с электродвигателем. Сквозная расточка в корпусе служит для вывода хвостовика эксцентрикового вала и для установки уплотнительной манжеты, предотвращающей просачивание рабочей жидкости по эксцентриковому валу из внутренней полости насоса к электродвигателю.
На хвостовике эксцентрикового вала насажена муфта для соединения с валом электродвигателя.
Для удаления воздуха из полости насоса при наполнении его рабочей жидкостью в корпусе сделано резьбовое отверстие с заглушкой, дтя отвода просочившейся гидросмеси в нишу передней ноги в случае негерметичности уплотнений смонтирован дренажный штуцер При подтекании смеси через этот штуцер необходимо заменить уплотнение или насос.
Насос работает следующим образом (рис. 5.34). При вращении эксцентрикового вала 5 плунжеры 4 совершают возвратно поступательное движение в цилиндрах (секторах) 6, обеспечивая всасывание и нагне-
Рис. 5.34. Схема работы электропривод-ного насоса 465Д:
1 — крышка; 2 — пружина; 3 — клапан; 4 — плунжер; 5 — эксцентриковый вал; 6—цилиндр; а — канал нагнетания; б — впускные отверстия; в — отсечная кромка
нии бортовой электросети самолета
тание рабочей жидкости. При ходе плунжера к центру эксцентрика в надплунжерном пространстве цилиндра 6 создается разрежение, так как клапан 3 нагнетания закрыт. Впускные отверстия перекрыты плунжером 4, который, двигаясь к центру, открывает их и рабочая жидкость заполняет надплунжерное пространство. При обратном ходе плунжер вначале перекрывает впускные отверстия б, а при дальнейшем ходе вытесняет жидкость из надплунжерного пространств.! через клапан нагнетания 3 в кольцевой канал а и далее в линию нагнетания гидросистемы. Электродвигатель МП-6000 постоянного тока с компаундным возбуждением служит для привода насоса. Потребляемый ток электродвигателем — 320 а. Поэтому при включе-необходпмо убедиться, что АЗС на
соса 465Д выключен, так как при наличии давления в тормозной гидросистеме свыше 40 кГ/см2 электрический переключатель давления ПДМ-210 автоматически включает электронасос в работу.
Производительность насоса—8 л/мин, рабочее давление—210 кГ/см2. Установлен электроприводной насос по левому борту в техническом отсеке ниши передней ноги шасси у шпангоута № 15.
Гидравлический ручной насос НР-01 (рис. 5.35) предназначен для дополнительного обслуживания тормозной гидросистемы на стоянке самолета. Кроме того, при неисправности системы аварийного выпуска шасси в полете можно произвести эту операцию о г ручного насоса за 15 — 20 мин.
Насос — двухступенчатой конструкции, двойного действия, имеющий производительность 300 слг3 за 10 циклов при давлении в сети до 50 кГ)см2 и 100 см3 за 10 циклов при давлении в сети 50—210 кГ1см2, так как при давлении свыше 50 кГ!см2 происходит сообщение полостей цилиндров низкого давления с линией всасывания для уменьшения усилия на рукоятке насоса.
Принцип работы насоса состоит в следующем. При движении левого поршня 8 вверх масло из камеры всасывания 9, преодолевая сопротивление шариковых клапанов, поступает в полости 7 и 4 цилиндра, находящиеся под разрежением. В крайнем верхнем положении поршня шариковые клапаны под действием пружин закрывают входные отверстия. Одновременно с движением левого поршня 8 вверх правый пор шень 8 движется вниз, вытесняя жидкость из полостей 7 и 4 через обратный клапан 12 в линию нагнетания — канал 15. По мере роста давления в сети растут и усилия на рукоятке привода насоса. При давлении 50 кГ'см2 усилия достигают 15 кГ.
Для получения высокого давления при умеренном усилии на рукоятке насоса при давлении 50 кГ1см2 происходит отключение первой ступени насоса с помощью плунжеров 14 и 13, т. е. насос после этого будет нагнетать масло только через вторую ступень с малыми площадями поршня 8. Камера 1 под нижним торцом плунжера 14 сообщается с каналом 15. При давлении 50 кГ/см2 плунжер 14, перемещаясь вверх и преодолевая усилие пружины, сообщает камеру 1 с каналом 2, по которому масло подходит к плунжеру 13. перемещая его вверх. При этом
178
оде В ци-так >ыт. >1ТЫ ь к |чая ное оде ает 1ЛЬ-Ьсгь |тва )ЛЬ-на-гро-то-ием оса. ате-рче-на-FP°-!нпя
сэи2. ком
ДЛЯ шке /ска а за
щнй до см2, стей гния
ево-hpo-1дра, шня (вер-пор-об-|дав-1вле-уко-рвоп [того эща-ется верх » кортом
Рис. 5.35. Схема работы ручного насоса НР-01:
1— камера; 2, 3, 5, 11, 15—каналы; 4, 7 — полости цилиндра; 6 — всасывающие клапаны; К — двухступенчатые поршни; 9 — камера всасывания; 10 — пружина. 12— обратный клапан; 13, 14—плунжеры
каналы 5 и 11 через окна в плунжере 13 и каналы в корпусе насоса сообщаются с камерон 9 всасывания, отключая из работы соединенные с ними полости первой ступени. Производительность насоса уменьшается в 3 раза, усилия на рукоятке падают до 7 кГ при давлении 50 — 60 кГ1см2, достигая 15— 18 кГ при давлении 150— 180 кГ)см2. Для полной зарядки одного гидроаккумулятора необходимо совершить 410 циклов.
Ручной насос НР-01 установлен в кабине экипажа на боковой стенке постамента кресла второго пилота в зоне шпангоута № 7, а рукоятка для привода насоса в действие расположена напротив на боковой стенке постамента кресла левого пилота
Гидравлический фильтр 12ГФ5СН-1 представляет собой фнльтр с перепускным клапаном, предназначенный для тонкой очистки масла и защиты гидравлических агрегатов тормозной гидросистемы от засорения. Клапан перепуска отрегулирован на давление 7 ± 1 кГ/см2 и обеспечивает проток масла в систему в случае повышения сопротивления фильтрующего элемента тонкой очистки. Пружина внутри корпуса фильтра предотвращает сжатие фильтрующего элемента. Устанавливается фильтр в панели агрегатов тормозной гидросистемы.
Переключатель давления масла ПДМ-210 предназначен для регулирования давления и сигнализации падения давления в тормозной гидросистеме. Агрегат содержит чстырехпозиционный электрический переключатель, приводимый в действие от двойной трубки Бурдона, меняю-
179
щей свою форму при изменении разности давлений снаружи и внутри ее. Перемещаясь, свободный конец трубки посредст-вом контактных пластин замыкает пли размыкает электрическую цепь электропривод-ного насоса 465Д и красной сигнальной лампы. Для защиты агрегата от гидравлического удара при работе насоса в сигнализаторе давления имеется демпфер.
Сигнализатор давления ЭС-200 служит для включения сигнальной лампы в результате замыкания цепи при понижении давления в линии аварийного торможения ниже 190±10 кГ)см2. Сигнализатор ЭС-200 установлен в панели агрегатов тормозной гидросистемы, а красная лампа расположена на средней приборной доске пилотов над указателем манометра аварийного торможения.
Предохранительный клапан НУ 5808-140
(рис. 5.36) представляет собой автоматиче-
Рис. 5.36. Предохранительный ски действующий клапан шарикового типа клапан НУ5808-140: J 1
, „ , и предназначен для защиты гидросистемы
пружина; 4 — шарик аварийного торможения от повышения дав-леиия свыше 260+5 кГ1см2 в случае расширения азота в гидроаккумуляторе при повышении температуры. Конст-
руктивно клапан выполнен как и другие предохранительные клапаны гидросистемы. Клапан установлен в панели агрегатов тормозной гидросистемы.
Электромагнитный кран ГА-184У, установленный в панели агрегатов тормозной гидросистемы, предназначен для зарядки гидроаккумулятора аварийного торможения и представляет собой дистанционный двухпозп-ционный электромагнитный кран золотникового типа. При включенном положении золотник крана соединяет линию давления тормозной системы с гидроаккумулятором, а при выключенном — разъединяет их.
Режим работы электромагнитного крана — длительный. Кнопка 5КС включения крана расположена на верхнем электрощитке пилотов.
Гидроаккумуляторы в тормозной системе установлены такие же, как п в основной гидросистеме. Параметры их такие же, как и параметры гидроаккумуляторов основной системы. Гидроаккумулятор тормозной системы установлен у шпангоута № 15 под полом, а гидроаккумулятор системы аварийного торможения — справа от него. Продолжительность полной зарядки обоих гпдроаккумуляторов тормозной системы от электроприводного насоса 465Д не должна превышать 60 сек при производительности насоса 8 л/мин.
СИСТЕМА ОСНОВНОГО ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ШАССИ
Система основного торможения колес главных ног шасси (рис. 5.37) выполнена по схеме параллельного управления тормозами колес ог двух пилотов. Клапаны 2 управления обоих пилотов включены в сеть последовательно для обеспечения возможности управления тормозами как левому, так и правому пилотам, но с преимуществом в управлении левому пилоту (при управлении клапанами левым пилотом правый пилот тормозить не может при любом нажатии тормозных педалей).
Управление тормозами колес правой и левой ног шасси — раздельное, осуществляется посредством нажатия педалями на тормозные клапаны 2, установленные на пультах ножного управления обоих пилотов. 180
Рис. 5.37. Принципиальная схема системы торможения колес шасси:
1 — перекпючатель ВГ-15К автомата тормозов; 2 —клапаны УГ-92/2; 3 — клапан УГ-100У; «/ — сигнальные лампы автомата тормозов; 5 — разъемные клапаны; 6 — сдвоенные дозаторы У Г-99; 7 — обратные клапаны; д’—челночные клапаны УГ-97; 9 — инерционные датчики УА-27М; /0—электромагнитные краны УЭ-24/1-2; // — гидравлические выключатели УГ-34/2; 12 — дроссели У Г-102'
При нажатии левой педали тормозятся все четыре колеса левой тележки шасси, при нажатии правой педали жидкость поступает для торможения четырех колес правой тележки. Система управления тормозами выполнена по однопроводной схеме таким образом, что в период действия тормозная линия заполняется дополнительным количеством масла, создающим перемещение поршней в корпусе тормозного устройства и соответствующее обжатие тормозных дисков. По мере уменьшения усилия, прикладываемого к педали, клапан соответственно понижает давление в тормозной линии вплоть до полного освобождения тормоза, а жидкость из-под поршней тормозного устройства сливается обратно в бак. При этом возвратные механизмы (пружины) возвращают диски и поршни в исходное положение при прекращении обжатия педали и падении давления в тормозном устройстве. При нажатии педали клапан создает в тормозной линии давление, пропорциональное усилию, с которым нажимается педаль, и тормозной момент колеса изменяется также пропорционально усилию на педаль. Поэтому процесс торможения ощущается по усилию на педали.
Для уменьшения износа авиашин колес и предельного сокращения длины пробега в системе основного торможения применяется автомат торможения. Растормаживание колес в момент начала юза происходит в каждой отдельной группе колес самостоятельно и все четыре группы колес действуют независимо.
Для уменьшения величины и частоты пульсации давления в системе после клапанов 2 установлены дроссели 12, которые обеспечивают хорошие условия для работы автомата тормозов. Система управления клапанами 2 левого пилота имеет механизм стояночного торможения, посредством которого система может сохранять заторможенное положение колес в течение длительного времени (около 48 ч). Наличие обратного клапана 7, включенного в линию питания перед клапанами 2 левого пилота, дает возможность сохранять заторможенное поло-
181
Рис. 5.38. Схема работы клапана УГ-92/2:
ci — тормозная магистраль сообщена со сливом; б — тормозная магистраль замкнута; в — подача жидкости в тормозную магистраль;
1 — стакан клапана; 2 — редукционная пружина; 3—шток; 4 — корпус; 5 — клапан слива; 6 — золотник; 7 — демпфер; 8— отверстие демпфера; 9, /О —пружины
жение колес на стоянке самолета даже при полной разрядке гидросис-темы. На стыке магистралей основного и аварийного торможения установлены четыре челночных клапана УГ-97 8, которые обеспечивают взаимное переключение систем основного и аварийного торможения.
Система основного торможения самолета включает в себя следующие агрегаты:
два клапана торможения УГ-92/2 2 левого пилота;
два клапана торможения УГ-92/2 2 правого пилота;
два дросселя У Г-102 12;
три обратных клапана 7;
восемь тормозных устройств на колесах главных ног шасси;
автомат торможения, включающий два гидравлических выключателя УГ-34/2 11;
четыре электромагнитных крана УЭ-24/1-2 10 и восемь инерционных датчиков УА-27М 9.
Агрегаты управления автоматом торможения размещены в двух панелях, расположенных по правому и левому бортам между задним лои-182
жероном и балкой крыла. В каждой панели размещаются: два челночных клапана УГ-97; два электромагнитных крана УЭ-24/1-2; гидравлический выключатель УГ-34/2; сдвоенный дозатор УГ-99/1; обратный клапан ОК-6А.
Редукционный клапан основного торможения УГ-92/2 (рис. 5.38) предназначен для основного торможения колес и представляет собой гидравлический редуктор переменного давления, величина которого определяется в зависимости от прилагаемого к стакану 1 усилия и может находиться в пределах от 0 до 125 кГ1см2.
Основными деталями клапана являются: корпус 4, нажимный стакан 1, редукционная пружина 2, клапан слива 5 со штоком 3 и возвратной пружиной, гильза, зологник 6, возвратная пружина 9 золотника, демпфер 7.
В расторможенном положении подвижные детали клапана занимают верхнее положение под действием пружин и тормозная магистраль сообщена со сливом, а проход подводимой жидкости нз линии давления перекрыт золотником 6 (рис. 5.38, а). Сообщение тормозной магистрали со сливом в расторможенном положении исключает возможность самопроизвольного затормаживания колес при температурном расширении жидкости или при негерметичном золотнике 6. При нажатии на стакан 1 происходит обжатие пружины 10 клапана слива 5, который садится на торец золотника 6 и разобщает тормозную и сливную магистрали. Смещаясь вниз, золотник открывает проход жидкости из линии давления в тормозную магистраль. Начинается процесс затормаживания колес шасси (рис. 5.38, в)
Редуцированное давление в тормозной полости через внутреннюю полость золотника 6 действует на торец клапана 5 снизу, создавая усилие, противоположное усилию пружины 2. Когда эти усилия уравновесятся, пружина сожмется на величину, пропорциональную величине давления в тормозной полости. Золотник садится на торец гильзы, переместившись вверх под действием давления и усилия возвратной пружины 9, И перекрывает подвод жидкости из линии давления в тормозную полость (рис 5,38, б). При уменьшении нагрузки, прикладываемой к стакану 1, усилие пружины 2, действующее на клапан сверху, уменьшается. Под действием давления в тормозной полости клапан 5 отходит от торца золотника 6, сообщая линию торможения с линией слива. Давление в тормозной полости будет уменьшаться до тех пор, пока усилие, создаваемое давлением жидкости на клапан 5 снизу, не станет равным усилию пружины 2, действующему сверху. После этого клапан 5 вновь сядет на торец золотника 6 и разобщит линии торможения и слива. Полость тормозов будет замкнута, но давление в ней будет меньшее. При полном снятии нагрузки со стакана 1 произойдет полный сброс давления с полости тормозов.
Время растормаживания колес — не более 1 сек. Движение золотника вниз на открытие канала подвода жидкости в тормозную полость демпфируется продавливанием жидкости через дроссельное отверстие 8 демпфера 7. Заполняется полость демпфера жидкостью при обратном ходе золотника. Для регулирования максимального редуцированного давления на стакане клапана имеется гайка, ограничивающая ход стакана. При упоре торца стакана в корпус клапана давление в тормозах — 125 5 кГ/см2, ход стакана — 17 мм, что соответствует стояночному торможению.
Максимальное давление в тормозах при полном обжа гни педалей — 100+5 кГ]см2, ход стакана клапана — 14 мм. Такой ход стакана обеспечивается за счет наличия зазора (3 лм<) между торцом стакана клапана и нажимным роликом в отведенном положении качалки до упора (зазор 3 мм выбирается при установке на стояночный тормоз). Максимальное усилие на педали при давлении в тормозах 1001-5 кГ/см2 не
183
должно превышать 65 кГ. Начало торможения колес должно быть при давлении не более 15 кГ!см2. Время затормаживания колес составляет не более 1,5 сек (от момента нажатия педали до получения максимального давления в тормозах). Ход носка педали для полного торможения равен примерно 50 мм.
Механизм управления клапанами выполнен следующим образом (см. рис. 4.12). На каждой педали имеется рычаг, отлитый за одно целое с нею и соединенный тягой 17 с рычагом трехплечей качалки 4. На втором вертикальном рычаге качалки ввернут регулируемый болт с роликом 15. При нажатии ногой на верхнюю часть педали качалка 4 повернется в сторону редукционного клапана УГ-92/2 21, закрепленного на литом кронштейне 3, и надавит роликом 15 на нажимный стакан клапана. Торможение колес с места левого пилота осуществляется так же, как и с места правого пилота, но тормозные клапаны правого пилота подсоединены в систему торможения так, что жидкость к тормозам поступает от них только через соответствующий клапан левого пилота. Такое подключение клапанов обеспечивает примерно равные условия при раздельном торможении левым и правым пилотами и дает преимущество левому пилоту в случае одновременного нажатия на педали обоими пилотами. В этом случае жидкость от тормозных клапанов правого пилота подойдет лишь к штуцерам слива тормозных клапанов левого пилота. Дальнейшего пути для нее нет, так как левый пилот, обжав стаканы своих клапанов, разобщил штуцер слива от полости тормозов. Если же в начале были нажаты тормозные клапаны правого пилота, то при нажатии на педали левого пилота и обжатии стаканов его клапанов на большую величину клапаны правого пилота будут отключены. Жидкость окажется запертой у штуцеров слива клапанов левого пилота, и торможение будет производить левый пилот. Но если после одновременного нажатия на тормозные педали один из пилотов отпускает педали, то давление в тормозах устанавливается в соответствии с нажатой педалью, так как слив из тормозов производится только при необжитых клапанах правого пилота. Жидкость от тормозных клапанов левого пилота поступает в полости тормозов, пройдя дроссели 12 (см. рис. 5.37), эпектро-магнитные краны 10 и челночные клапаны 8. При отпускании педалей жидкость возвращается в бак из полостей тормозов по этим же каналам.
Дроссель УГ-102 предназначен для предотвращения забросов давления и уменьшения частоты пульсаций давления в магистралях питания тормозов и представляет собой корпус с набором дроссельных шайб. Один дроссель установлен в левой половине крыла самолета, другой — в правой.
Автомат торможения. Как известно, при включении тормозов возникает сила трения сцепления колес шасси с поверхностью взлетно-поса-лочной полосы. Однако это наблюдается при соблюдении определенного режима торможения, поскольку колеса можно затормозить так, что качение колес будет происходить с проскальзыванием относительно поверхности полосы. Самолет в этом случае движется при невращающих-ся колесах шасси, сила трения сцепления исчезает, возникает сила трения скольжения. Так как при скольжении сила трения меньше, чем при сцеплении, то торможение колес с их проскальзыванием приведет к увеличению длины пробега самолета. Если же пилот будет слабо тормозить колеса, опасаясь юза их, то силы сцепления будут недостаточно использованы и длина пробега также увеличится.
Для сокращения длины пробега самолета пилот должен осуществлять торможение так, чтобы в процессе всего пробега момент, создаваемый силами сцепления иневматиков колес с поверхностью ВПП, соответствовал моменту, создаваемому силами трения дисков тормозов (тормозному моменту). Это условие пилоту выполнить практически не-184
возможно, так как момент сцепления колес с поверхностью ВПП во время пробега непрерывно изменяется вследствие уменьшения подъемной силы крыла и величины вертикальной нагрузки на колеса, а также из-за изменения коэффициента трения сцепления колес при изменении скорости движения самолета. Кроме того, коэффициент трения сцепления зависит от состояния поверхности ВПП и протекторов пневматиков колес. Тормозной момент колеса зависит от давления жидкости и состояния дисков. На величину коэффициента трения фрикционного тормоза заметное влияние оказывает температура тормозного барабана, рост которой изменяет механические свойства материала дисков, что значительно снижает коэффициент трения, а следовательно, и величину тормозного момента. Процесс торможения современных самолетов длится 20—40 сек и температура внутри дисков возрастает до 450°С, а на поверхностях дисков достигает 1 000—1 200°С. Температура тормозных барабанов практически прямо пропорциональна величине поглощенной кинетической энергии. Поэтому с увеличением посадочной скорости и посадочного веса возрастает кинетическая энергия самолета, а следовательно, и тепловая нагрузка тормозов.
Таким образом, при неравенстве тормозного момента и момента сцепления колеса оказываются или недостаточно заторможенными или же заторможенными так, что возникает их проскальзывание, влекущее за собой не только увеличение длины пробега, но и повышенный износ пневматиков колес, а иногда и разрушение их. Проскальзывание колес может привести к рысканию самолета и его продольной раскачке.
Для обеспечения режима оптимального торможения — качения на границе скольжения — в систему торможения установлены автоматы, поддерживающие в процессе пробега самолета тормозной момент, примерно равный моменту сцепления колес. Принцип работы автомата торможения основан па использовании силы инерции маховичка датчика УА-27М, вращающегося параллельно с колесом. При движении колеса без скольжения маховичок датчика вращается синхронно с колесом. Еспи же колесо начинает проскальзывать, то маховичок датчика в силу инерции делает <обгон> и через специальное устройство (электромагнитный кран УЭ-24/1-2) прерывает подачу жидкости в тормоза, сообщая полость тормозов со сливом. Колесо начинает растормаживаться, скорость вращения его возрастает, вращение колеса и маховичка становится синхронным, слив жидкости из полости тормозов прекращается, давление в тормозах повышается до заданного и колесо вновь затормаживается. Этот цикл повторяется очень быстро и полного сброса давления из тормозов не происходит.
При включенном автомате тормозов пилот сразу создает полное давление в тормозах, полностью обжимая педали. Плавное нажатие тормозных педалей приводит к увеличению длины пробега, поскольку предельный режим торможения использован не будет.
Применение автомата тормозов позволило сократить длину пробега самолета на 20—-25%. Следует иметь в виду, что работа автомата тормозов может привести к продольной раскачке самолета в конце пробега,, прекратить которую пилот может путем ослабления торможения.
Среднее ускорение торможения (замедление) самолета Ту-134 при работе тормозов составляет 1,7—1,8 м!сек2, а при выпущенных интерцепторах — 2,25—2,5 м)сек2 . Включение автомата тормозов осуществляется переключателем ВГ-15К (на верхнем электрощитке пилотов под колпачком), который всегда находится во включенном положении и законтрен. В работу автомат тормозов вступает лишь при нажатых тормозных педалях, так как гидравлический выключатель УГ-34/2 включает пепь питания электромагнитного крана УЭ-24/1-2 при наличии давления 8 кПсм2.
Рис 5.39. Электромагнитный кран УЭ-24/1-2:
/ — якорь; 2— электромагнит; 3— толкатель: 4— пружина; 5 — штуцер слива; 6 —гайка; 7— корпус; 8— гильза; 9 — втулка; 10 — золотник
Рис. 5 40. Инерционный датчик У А 27М/13-14-
I — корпус; 2 — микровыключатель; 3 — шарикоподшипник; 4 — валик; 5 — маховик; 6 — тормозная колодка; 7 —втулка; 8— толкатель; 9— рычаг; 10 — пружина; 11 — винты
Контроль за работой автомата тормозов осуществляется по двум белым или желтым сигнальным лампам, расположенным на средней приборной доске. При нормальной работе автомата тормозов лампы горят в режиме мигания. В случае длительного горения ламп (или одной из них) необходимо выключить переключатель ВГ-15К на верхнем электрощитке пилотов во избежание перегорания обмотки электромагнита крана УЭ-24/1-2. Длительное горение лампы указывает на то, что датчики, подсоединенные к данному крану, неисправны или же нарушена цепь питания крана УЭ-24/1-2 от датчиков.
Автомат тормозов включен только в линию основного торможения и при аварийном торможении колес об этом необходимо помнить, не допуская резкого торможения рукоятками аварийных тормозов.
Гидравлический выключатель УГ-34/2 предназначен для включения питания электроцепи управления электромагнитными кранами УЭ-24/1-2 при давлении в линии основного торможения свыше 8 кГ/см2 и отключения этого питания при понижении давления ниже 4 кГ!см2. Это необходимо для того, чтобы электромагнитные краны УЭ-24/1-2, не рассчитанные на продолжительную работу, не оказались длительное время под напряжением в случае самопроизвольного замыкания цепи автомата тормозов инерционными датчиками По конструкции выключатель 1-86
УГ-34/2 представляет поршневой привод, вызывающий срабатывание концевого выключателя с помощью толкателя. Разные давления включения и выключения привода объясняются тем, что при включении давление подводимой жидкости должно преодолеть усилие пружины и силы трения уплотнительного кольца поршня, а при выключении привода усилие пружины преодолевает лишь силы трения уплотнительного кольца. Гидравлические выключатели УГ-34/2 включены в линию основного торможения колес и устанавливаются по одному в каждой из панелей агрегатов автомата торможения.
Электромагнитный кран УЭ-24/1-2 (рис. 5.39) служит для соединения линии тормозов с линией слива при срабатывании автомата торможения в момент юза колес. Каждый электрокран растормаживает при этом два колеса одной тележки (передние или задние). Кран имеет два положения.
1. При обесточенном электромагните штуцер «Давление» соединяется со штуцером «К тормозам», а штуцер «Слив» запирается. В этом положении кран может находиться без ограничения времени.
2. При включении электромагнита в результате электрического импульса, передаваемого инерционным датчиком при возникновении юза, штуцер «К тормозам» соединяется со штуцером «Слив», а штуцер «Давление» запирается. В этом положении кран может находиться под напряжением не более 2 мин.
Кран работает следующим образом. При выключенном электромагните пружина 4 прижимает золотник 10 к фаске втулки 9, закрывая проход жидкости на слив и обеспечивая ее поступление в тормоза. При срабатывании электромагнита якорь 1 с помощью толкателя 3 перемещает золотник 10 вниз до упора его в фаску гильзы 8. При этом штуцер давления запирается, а полости тормозов сообщаются через центральный канал золотника 10 со сливом.
Краны установлены в обеих панелях агрегатов автомата торможения, в каждой панели по два.
Инерционный датчик УА-27М/13-14 является чувствительным элементом автомат тормозов и предназначен для включения и выключения электрической цепи управления автоматом торможения, т. е. при возникновении юза колес датчик дает сигнал крану УЭ-24/1-2, который сообщает тормозную магистраль со сливом для предотвращения юза (слив при этом осуществляется через клапаны аварийного торможения УГ-100У, см. рис. 5.1).
Инерционный датчик состоит из корпуса 1 (рис. 5.40), валика 4, втулки 7, толкателя 8. маховика 5, рычага 9 и микровыключателя 2. Валик 4 установлен в корпусе на двух шариковых подшипниках 3 и связан с колесом при помощи зубчатого зацепления, имеющего большое передаточное отношение. Поэтому валик вращается с числом оборотов, значительно превышающим число оборотов колеса. Втулка 7 установлена на валике 4 свободно и может поворачиваться относительно него. Со стороны рычага 9 на втулке сделаны два паза. Одна из сторон паза выполнена в виде винтовой поверхности, а другая сторона направлена по образующей втулки. Толкатель 8 осуществляет связь валика со втулкой и средней частью. Установлен он в пропиле валика, а его концы находятся в пазах втулки. При вращении валика в направлении прямых сторон пазов втулки крутящий момент передается через толкатель с валика на втулку и все три детали вращаются как одно целое. Если же валик вращается в направлении винтовых сторон пазов втулки, толкатель скользит по их поверхности и перемещается в направлении рычага 9. Маховик 5 удерживается от проворачивания на валике двумя тор моэными колодками 6, установленными на втулке 7. При резком замедлении вращения втулки маховик преодолевает силы трения колодок и пробуксовывает на валике, что предотвращает передачу больших инер
187
ционных сил маховика на другие детали датчика. Рычаг 9 шарнирно закреплен на корпусе, и его конец, обращенный к микровыключателю, имеет два винта 11; один ограничивает поворот рычага, другой нажимает шток микровыключателя. В исходном положении рычаг удерживается пружиной 10.
Работа инерционного датчика. При движении самолета без юза колес валик 4, втулка 7, толкатель 8 и маховик 5 вращаются с одинаковым числом оборотов, толкатель находится в крайнем правом положении и электрическая цепь автомата тормозов разомкнута. Как только какое-то колесо начнет проскальзывать относительно посадочной полосы, его вращение резко замедляется. Число оборотов валика 4, связанного с помощью зубчатого зацепления с колесом, также резко уменьшается. Маховик 5 и втулка 7 под действием инерции маховика продолжают вращаться с большой скоростью. Проворачиваясь относительно валика 4, втулка 7 винтовыми сторонами пазов перемещает толкатель 8 влево, в сторону рычага 9. Рычаг нажимает на шток микровыключателя 2, в результате чего замыкается электроцепь крана УЭ-24/1-2, который сообщит линию тормозов с линией слива, колеса растормаживаются, проскальзывание их прекращается. После растормаживания число оборотов колеса, а следовательно, и валика возрастает и валик «догоняет» втулку с маховиком. Рычаг 9 под действием пружины 10 возвращается в исходное положение, перемещая толкатель 8 по пазу внутрь втулки 7. Микровыключатель 2 размыкает электроцепь крана УЭ-24/1-2 и он снова соединяет линию тормозов с линией давления. При срабатывании электрокранов УЭ-24/1-2, связанных с датчиками задних колес левой и правой тележки, в кабине экипажа на средней приборной доске загораются две белые (желтые) сигнальные лампы с информацией «Автомат тормозов». При выключении кранов УЭ-24/1-2 лампы гаснут, затем снова загораются и т. д. Режим мигания этих ламп указывает на правильную работу автомата тормозов (величина тормозного момента автоматически выдерживается на границе начала проскальзывания колес главных ног шасси). Частота чередования этого процесса зависит от условий нагружения данного колеса, состояния ВПП и практически равна 3—8 гц. В случае неисправности одного из инерционных датчиков задней пары колес второй датчик этой пары дублирует сигнал, что повышает надежность работы автомата тормозов.
Инерционный датчик может правильно работать только при вращении валика в определенную сторону и только после того, когда маховик я валик наберут определенную скорость и инерцию. Поэтому если пилот случайно нажмет тормозные педали в момент касания, то автомат тормозов не сработает и покрышки колес будут повреждены. Для правильной установки инерционного датчика на колесо необходимо, чтобы стрелка на корпусе датчика была направлена против направления вращения колеса.
На самолете Ту-134 на правые колеса левой и правой тележки устанавливаются инерционные датчики УА-27М/14, а на левые колеса УА-27М/13.
СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ШАССИ
Система аварийного торможения применяется в случае отказа или недостаточной эффективности системы основного торможения и позволяет производить одновременное или раздельное торможение колес левой и правой тележек шасси. Источником давления системы является гидравлический аккумулятор, который перед полетом всегда должен быть заряжен до давления 210 кПсмг. Аварийное управление тормоза-188
ми — ручное и осуществляется посредством двух рукояток, расположенных под средней приборной доской пилотов слева. Система аварийного торможения колес выполнена по схеме однопроводпого действия и включает следующие агрегаты (см. рис. 5.1):
электромагнитный кран ГА-184У 11 для зарядки гидроаккумулятора 26, управляемый от кнопки 5ДС на верхнем электрощитке пилотов;
обратный клапан 12;
датчик дистанционного манометра ИД-240 /7;
сигнализатор давления ЭС-200 24;
предохранительный клапан 13 на 260+15 кГ/см2;
клапан аварийного торможения УГ-100У/0;
два сдвоенных дозатора УГ-99/1 6;
четыре челночных клапана УГ-97 3.
Редукционный клапан аварийного торможения УГ-’ЭОУ предназначен для аварийного торможения колес шасси в случае повреждения или недостаточной эффективности системы основного торможения и регулирует величину давления от 0 до 130_2s кГ/см2. Действие клапана построено по схеме равновесия между прилагаемым усилием и противодействием рабочего давления, т. е. давление торможения следует за величиной усилий на рукоятке управления. В корпусе клапана размещены два одинаковых независимых клапанных устройства: одно для управления тормозами колес правой тележки, другое для управления тормозами колес левой тележки шасси. Каждое клапанное устройство управляется отдельной рукояткой. При вытягивании правой рукоятки на себя тормозятся колеса правой тележки, а при вытягивании левой рукоятки — колеса левой тележки шасси. При вытягивании обеих рукояток одновременно тормозятся колеса обеих тележек шасси. Конструкция и принцип работы клапанного устройства такие же, как и клапана основного торможения УГ-92/2. Установлен клапан УГ-100У в кабине пилотов на полу, слева от оси самолета.
При пользовании системой аварийного торможения необходимо помнить, что автомат тормозов в нее не включен и при резком затормаживании может появиться юз с последующим разрушением пневматиков колес, особенно в первой половине пробега. Кроме того, необходимо избегать излишних растормаживаний, так как это приведет к быстрой разрядке гидроаккумулятора аварийного торможения.
Сдвоенный дозатор УГ-99/1 предназначен для разделения потока жидкости, идущей от клапана аварийного торможения к тормозам по двум параллельным каналам питания передней и задней пары колес, а также для отключения каждого из^каналов в случае повреждения линии между дозаторами и тормозами. Объем жидкости, проходящий через дозатор, необходимый для срабатывания его на отключение поврежденного участка, должен быть не менее 230 см2 п не более 400 см2 при расходе 1,5 л/мин до 7,5 л/мин.
Сдвоенный дозатор УГ-99/1 состоит нз двух дозирующих клапанов, заключенных в общем корпусе. Каждый дозирующий клапан пропускает через себя определенный объем жидкости, после чего поток жидкости в тормоза прикрывается клапаном 8 (рис. 5.41).
Действие дозирующих клапанов основано на следующем принципе. Жидкость под давлением поступает в корпус дозатора, где разделяется на два потока, каждый из которых проходит через дозирующий клапан. В каждом дозирующем клапане поток жидкости также разделйегся по двум направлениям. Основной поток жидкости поступает в полость Г, образованную между корпусом 1 и гильзой 3, и далее через калиброванное отверстие Е во внутреннюю полость Д гильзы 3. Под действием силы давления жидкости золотник 5 перемещается влево, преодолевая сопротивление пружины 4. В левом крайнем положении золотника 5 через отверстия Е и Ж сообщаются между собой полости И и Д. Жид-
189
Рис. 5.41. Схема работы дозирующего устройства дозатора УГ-99/1:
/ — корпус; 2 —упор; 3—гильза; 4, 7 —пружины; 5 — золотник; 6 — плунжер; 8 — клапан; — диафрагма
кость из полости И через отверстия в упоре 2 подходит к штуцеру К, а от него — в тормозные цилиндры двух передних или двух задних колес тележки. Одновременно другая часть жидкости через отверстия Б и калиброванное отверстие в диафрагме 9, которая давлением жидкости смещается влево до упора, постепенно заполняет внутреннюю полость В перед дозирующим клапаном 8. Причем по обе стороны диафрагмы 9 устанавливается такой же перепад давлений Р\—р2, как и в полостях И и Д. Под действием разности давлений клапан 8 начинает перемещаться влево. При любом расходе жидкости, проходящей через агрегат, перепад давлений рг—р2, изменяясь по величине, остается одинаковым для отверстий Е в гильзе и отверстия в диафрагме 9, поэтому и отношение объемов жидкости, проходящей через эти отверстия, остается постоянным при любых расходах. Так как через диафрагму 9 проходит один и тот же объем жидкости, равный произведению площади сечения клапана 8 на его ход, то и объем жидкости, проходящей через отверстия Е гильзы 3 в тормозные цилиндры колес, будет также постоянным (230—400 см3).
При нормально действующей системе торможения, когда нет повреждений на участке между дозаторами и тормозными цилиндрами колес, объем жидкости, потребный для одного цикла торможения и проходящий в цилиндры двух колес, составляет примерно 70 си3 (для всех восьми колес примерно 280—300 см3). При прохождении этого объема через отверстия Е гильзы через диафрагму пройдет лишь незначительный объем жидкости и клапан 8, сместившись влево, прекратит свое дальнейшее движение, так как давление в полостях В и Д выравнивается (тормозная магистраль замкнута). Таким образом, при отсутствии утечек жидкости на участке между дозатором и тормозными цилиндрами колес клапан 8 никогда не доходит до крайнего положения и доза тор работает без отключения трубопровода. Если же участок между дозатором и тормозными цилиндрами какой-то пары колес поврежден, то пос-190
лё прохода через отверстия Е гильзы 230— 400 см3 жидкости через диафрагму пройдет объем жидкости, достаточный для перемещения клапана 8 в крайнее левое положение до упора в буртики гильзы •?. Полость Д будет разобщена от полости И и доступ жидкости из гидроаккумулятора аварийного торможения в линию с поврежденным участком будет перекрыт Потеря жидкости ограничена объемом 230—400 см3.
При отпускании тормозных рукояток жидкость проходит через дозатор в обратном направлении. Все подвижные детали дозатора давлением жидкости и усилием возвратных пружин устанавливаются в исходное положение. Для выхода жидкости из внутренней полости гильзы и золотника в полость Г служит
обратный клапан, состоящий из плунжера 6 и пружины 7. Плунжер 6, смещаясь вправо, открывает отверстия в золотнике, сообщая их с отверстиями Е гильзы. Диафрагма при этом перемещается вправо до упора, открывая свободный выход жидкости из полости В перед клапаном 8. При повторном цикле торможения работа дозатора возобновляется, т. е. при наличии поврежденного участка дозатор снова пропустит туда 230—400 см3 жидкости
Установлены сдвоенные дозаторы УГ-99/1 в панелях автомата торможения (по одному в каждой панели), расположенных в левом и правом половинах крыла.
Челночный клапан УГ-97 УГ-97 (рис. 5.42)—это двухпозиционный челночный клапан с пружинным фиксатором, запирающим челнок в любом крайнем положении. Клапан предназначен для автоматического взаимного переключения систем основного и аварийного торможения. Шарнир 3 обеспечивает положение челнока 1 либо в правой, либо в левой стороне корпуса 2. Благодаря пружине шарнир прижимает челнок (клапан) к седлам втулок, отсоединяя одну из магистралей и обеспечивая свободный проход жидкости из другой магистрали.
Клапаны УГ-97 устанавливаются в панелях агрегатов автомата торможения (в каждой панели по два клапана).
Из конструкции челночного клапана видно, что в случае одновременного подвода жидкости с обеих сторон челнок может оказаться в таком положении, когда он перекроет подвод жидкости к тормозам от обеих систем. Поэтому запрещается одновременно пользоваться системами основного и аварийного торможения.
ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ
При предполетном осмотре самолета необходимо в доступных местах тщательно проверить гидравлическую проводку. При осмотре обращать внимание на крепление деталей и агрегатов гидросистем, особенно в зоне шасси и двигателей, так как из-за вибраций возможны касания трубопроводов и гибких шлангов о конструкцию. Зазоры между трубопроводами, гибкими шлангами и элементами конструкции должны быть не менее 5 мм, между трубопроводами, проложенными в общих колодочках, — не менее 2 мм, зазор между трубопроводами и подвижными деталями — не менее 10 мм.
Все штуцера соединений должны быть затянуты до полной герметичности и законтрены. Муфты гибких шлангов не должны иметь смеще
191
ния или поворота относительно шланга, что проверяется по бело?! риске, нанесенной на наконечниках. Помятые, потертые и сплющенные участки трубопроводов подлежат замене.
Гибкие шланги и соединения трубопроводов должны быть сухими и не иметь следов отпотевания. Штоки всех силовых цилиндров должны быть смазаны смазкой ЦИАТИМ-201 и не иметь следов подтекания и капель.
Заливные горловины гидравлических баков, сливные краны, масло-меры, уровнемер и штуцера наземного питания должны быть опломбированы.
В гндробаке основной гидросистемы должно быть 22—23 л масла, тормозной— 16,5— 17,5 .1, автономной - 3,8 л (не ниже верхней отметки указателя).
Рукоятка крана управления аварийным выпуском шасси должна находиться в исходном (нижнем) положении и быть опломбированной. Переключатель автомата тормозов должен быть включен, а колпачок его законтрен. Рукоятка управления шасси от основной гидросистемы должна находиться в нейтральном положении и быть зафиксированной защелкой. Выключатель управления поворотом передних колес В Г 151\ должен находиться в положении «Выключено».
В гидроаккумуляторах тормозной системы перед буксировкой должно быть давление не менее 150" кГ/см2. Если в системе торможения давление менее 150 кПсм2, его необходимо создать ручным насосом- Гидроаккумулятор аварийного торможения должен быть полностью заряжен до давления 210 кПсм2 перед началом руления. После начала руления включить управление поворотом колес передней ноги и проверить действие системы.
В начале движения самолета необходимо опробовать работу основных, а затем и аварийных тормозов сначала раздельным, а затем одновременным плавным взятием рукояток на себя Если при опробовании основных тормозов самолет не останавливается, нужно немедленно затормозить его от системы аварийного торможения до полной остановки, выключить двигатели и отбуксировать самолет на стоянку После проверки системы аварийного торможения дозарядить ее гидроаккумулятор до 210 кПсм2.
Ниже указаны некоторые возможные неисправности гидросистем и наиболее вероятные причины их появления-
1. В гндробаках не создается наддув при работающих двигателях из-за;
нарушения герметичности трубопроводов наддува; заливных горловин баков основной, тормозной или автономной системы;
неисправности регулятора давления наддува или предохранительных клапанов на дренажных баках основной и тормозной систем;
неисправности манометра МВ-4;
неисправности обратного клапана за штуцером отбора воздуха от компрессора неработающего двигателя (если наддув баков не создается при одном работающем двигателе).
2. При работе одного или двух насосов НП-43М/1 давление в системе ниже 210 кПсм2. Причиной этого могут быть:
недостаточный уровень масла в баке основной системы;
недостаточный наддув бака (или он совсем не создается);
негерметичность системы;
неисправность ДПМ-240 или самого насоса НП-43М/1-
3. Резкие колебания стрелок указателей ДПМ-240 из-за наличия воздуха в гидросистемах или неисправности манометров.
4 Несинхронно отклоняются интерцепторы, что может быть при наличии воздуха в системе или неисправном порцнонере ГА-215.
192
5. Резкое падение давления в основной гидросистеме при включении гидроусилителя при неподвижном руле управления из-за неисправности редуктора ГА-213.
6. При медленных и резких перекладках руля направления с включенным гидроусилителем наблюдаются автоколебания руля направления, причиной которых являются наличие воздуха в гидросистеме или в демпфере золотника гидроусилителя или неисправность гидроусилителя.
7. Электроприводной насос 465Д часто включается в работу из-за неисправности переключателя ПДМ-210 или негерметичности тормозной гидросистемы.
8. Действие тормозов при пользовании системой основного торможения недостаточно эффективно. Причиной этого могут быть:
недостаточное давление в цилиндрах тормозов из-за неправильной регулировки клапанов УГ-92/2;
негерметичность уплотнений поршней цилиндров тормозов;
негерметичность электромагнитных кранов УЭ-24/1-2;
неправильное действие автомата тормозов;
наличие воздуха в тормозной гидросистеме.
9. Самопроизвольное подтормаживание колес из-за негерметичности клапанов УГ-92/2 или точнее его золотника.
10. Медленно происходит уборка и выпуск шасси в полете, причиной чего является:
негерметичность линий управления уборкой и выпуском шасси или всей системы;
негерметичность электромагнитного крана ГА-184У отключения зарядки гидроаккумулятора при уборке шасси;
неисправность насосов НП-43М/1.
11. Медленное (вялое) движение щеток стеклоочистителей Возможные причины:
неисправен предохранительный клапан системы стеклоочистителей, т. е. срабатывает при давлении ниже 162 кГ)см2\
дроссельный кран ГА-230 не обеспечивает максимального расхода;
неисправен привод стеклоочистителя.
12. Велико давление в основной гидросистеме (230—240 кПсм2) из-за отказа регулятора призводительности насоса НП-43М/1 или засорения дросселя постоянного расхода.
13. При работе двигателей греется насос НП-43М/1 и рабочая жидкость в баке основной гидросистемы из-за:
засорения дросселя постоянного расхода;
засорения или неисправности холодильника жидкости;
неисправности предохранительного клапана основной системы или насоса НП-43М/1.
14. В жидкости или на фильтрах появляется металлическая стружка и металлическая пыль из-за неисправности насосов соответствующих систем (они гонят стружку).
ГЛАВА 6
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
Силовая установка самолета Ту-134 состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей Д-30, которые установлены в удобообтека-емых гондолах, закрепленных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, а также систем: топливной, дренажной, масляной, противопожарной, 7—3030 19’
системы управления, запуска и контроля работы двигателей, а также элементов и деталей крепления двигателей в гондолах.
Оборудование силовой установки разделяется на оборудование, расположенное на самолете, и оборудование, расположенное на двигателях.
ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ
Гондола двигателя служит для размещения двигателя, его агрегатов и элементов других систем. Она создает плавные контуры для обтекания двигателя набегающим воздушным потоком, направляет воздух в его компрессор, защищает двигатель и агрегаты от грязи, пыли, атмосферных осадков и механических повреждений. Конструктивно гондола двигателя выполнена из трех частей (рис. 6.1): передней (воздухозаборник), средней и задней.
Контур гондолы образует поперечный набор из 26 шпангоутов и полушпангоутов, продольный набор из пяти балок и обшивки из дюралюминиевых листов толщиной 1,2 мм. Соединение гондолы с фюзеляжем выполнено с помощью пилонов четырьмя стыковочными узлами шпангоутов № 8 и 17 с разворотом в плане относительно осп фюзеляжа на угол 4°, чем достигается уменьшение интерференции между гондолами и фюзеляжем.
В каждой гондоле двигателя размещены масляная система, часть агрегатов и трубопроводов топливной, гидравлической, воздушной, противообледенительной, противопожарной систем, системы кондиционирования воздуха, а также тяги управления двигателем. К ним обеспечен свободный доступ через съемные и откидные верхние и нижние крышки как гондолы, так и пилона.
Передняя часть гондолы представляет собой воздухозаборник, состоящий из набора шпангоутов (7 шт.), наружной обшивки, канала и носка воздухозаборника и носка пилона. В районе шпангоута № 6 установлена противопожарная перегородка, изготовленная из титанового листа толщиной 1,8 мм, которая препятствует распространению огня на переднюю часть гондолы в случае возникновения пожара.
Для предотвращения обледенения вноске воздухозаборника размещено противообледенительное устройство (см. рис. 10.3), состоящее из Двух гофрированных листов, образующих равномерно расположенные
Рис. 6.1. Гондола двигателя:
f— носок воздухозаборника; 2—канал воздухозаборника; 3—передняя часть гондолы (воздухозаборник); 4— шпангоуты; 5 — противопожарная перегородка; 6 — передние узлы крепления двигателя; 7—отверстия для крепления приспособления при снятии и установке двигателей; 8 — средняя часть гондолы; 9 — верхние балки; 10 — заборник воздуха системы охлаждения стартер-генераторов; 11 — задние узлы крепления двигателя:
12 — задняя часть гондолы; 13 — болты дпя крепления приспособления при снятии и установке гондолы; 14—силовой шпангоут № 17; 15 — стыковочные узлы гондолы; 16 — подкосы пилона; / —боковая балка; 18 — инжиие балки; 19 — продольная противопожарная перегородка; 20 — силовой шпангоут № 8; 21 — носок пилона; 22 — съемная часть шпангоута; 23— нижние откидные
крышки; 24 — коллектор противообледенительной системы воздухозаборника
194
каналы по внутреннему контуру носка и коллектора с выходными соплами. В коллектор устройства поступает горячий воздух от пятой или десятой ступеней компрессора двигателя. За носком воздухозаборника с внешней стороны в передней части гондолы размещен бак масляной системы.
Крепится воздухозаборник к средней части гондолы по силовому шпангоуту № 8 с помощью винтов и самоконтрящихся гаек. Для компенсации линейных перемещений по стыку канала воздухозаборника с двигателем (рис. 6 2) предусмотрен кольцевой зазор 8±2 мм, который перекрыт резиновым уплотнительным кольцом.
Средняя часть гондолы. Силовой частью гондолы двигателя является ее средняя часть, выполненная из набора 17 шпангоутов и полушпангоутов, пяти продольных балок (двух верхних 9, двух нижних 18 и боковой 17, рис. 6.1). В средней части гондолы размещены силовые узлы и элементы крепления двигателя. Шпангоуты № 8 и 17 являются основными силовыми элементами, несущими двигатель. На них установлены узлы крепления двигателя и стыковочные узлы соединения гондолы с фюзеляжем. Узлы крепления двигателя представляют собой штампованные стальные кронштейны с завальцованными шаровыми опорами, укрепленными к шпангоутам болтами. Силовые шпангоуты № 8 и 17 по своей конструкции аналогичны. Они состоят из штампованных алюминиевых кронштейнов, состыкованных с клепаным набором профилей и стенок. Нижние части шпангоутов № 8 и 17 и № 11 и 20 — съемные.
Верхние и нижние балки средней части гондолы окантовывают вырезы под люки, расположенные между шпангоутами № 11 и 17, № 8 и 24. Боковая силовая балка воспринимает усилия от тяги двигателя, передающиеся через узел 11 крепления двигателя, подкосы 16 и штампованные кронштейны шпангоутов № 8 и 17 на фюзеляж. Балка изготовлена из двух Т-образных прессованных профилей алюминиевого сплава, связанных посредством стенки.
В верхней части шпангоута № 17 расположено входное устройство для охлаждения стартер-генераторов СТГ-12ТМО-1000 скоростным напором воздуха, поступающим через заборник 10 (см. рис. 6.1), патрубок 1 и трубу 4 (рис. 6.3) к стартер-генераторам. Соединение труб с патрубками 1 — телескопическое и шланговое. На случай возникновения пожара предусмотрена герметизация подкапотного пространства с помощью заслонки — устройства, которое работает от пневмопривода цилиндра (рис. 6.4). При поступлении в цилиндр сжатого воздуха заслонка закрывается. В открытом положении заслонка удерживается пружиной внутри цилиндра. Управление работой заслонки — автоматическое от противопожарной системы.
Задняя часть гондолы — съемная, выполнена из набора шпангоутов и диафрагм, склепанных с обшивкой. Крепится она к средней части с помощью четырех конусных болтов, доступ к которым осуществляется через лючки. Обрез хвостового стекателя задней части гондолы пбкрыт жаропрочной листовой сталью. Легкосъемность задней части создает удобства при монтаже и демонтаже двигателя, а также обеспечивает свободный доступ к соплу наружного контура двигателя
Люки гондолы двигателя. Для свободного доступа к агрегатам двигателя и систем, а также узлам крепления и навески двигателя в гондоле предусмотрены люки (рис. 6.5), закрытые съемными и откидными крышками. Все крышки уплогнены резиновыми прокладками и крепятся быстросъемными замками. Нижние половины передней и средней частей гондолы закрыты четырьмя откидными крышками с натяжными замками. Крепятся крышки шарнирно с помощью кронштейнов к нижним балкам. Конструкгивно крышки выполнены из продольного и поперечного набора профилей и обшивки материала Д16ТЛ, толщиной 1,0— 7* 195
8±2
Рис. 6.2. Соединение канала воздухозаборника с двигателем:
/ — канал воздухозаборника; 2 — уплотнительное резиновое кольцо; 3 — подвижное кольцо.
4 — кронштейн, 5 — уткопый болт; 6 — втулка; 7 — гайка. 8 — входное устройство двигателя
Рве. 6.3. Трубопровод системы охлаждения стартер-генераторов:
/ — патрубок стартер генератора; 2 — хомут; 3 — телескопическое соединение: 4 — груба
кре 1ЮД гон.
1,Е с а шг ки
Рис. 6.4. Заслонка си-
стемы охлаждения стар- pg-
тер-генераторов. Кр
/ — патрубок с заслонкой. зу]
2 — поводок; 3 ось заслон
ки; 4— заслонка; 5 - болты J
крепления патрубка, б — цп ,1е1
лнидр управления заслон H6I
кой; 7 — штуцер подвода дц
сжатого возду ха p^j
________________________________________________________ ду<
ПО1
Рис. 6.5. Люки гондолы двигателя:
/, 2, 4, 7, 9, 12, 13, 17 — крышки монтажных люков; 3 — крышка для подхода к переднему узлу крепления двигателя; 5, 10, 15 — крышки для подхода к агрегатам двигателя; 6 — крышка Для подхода к патрубку обдува стартер-генератора; 8 — крышка для подхода к стыковочным болтам гондолы; 11 — крышка люка топливного фильтра; 14 — крышки люков стыковочных болтов задней части гондолы; 16 — крышка люка маслобака; 18 — нижние откидные крышки
1,5 мм. В открытом положении откидные крышки фиксируются подкосами, сферические наконечники которых устанавливаются в упоры на шпангоутах. В закрытом положении подкосы крепятся лирками с накидной петлей.
Пилон гондолы двигателя. Пилон расположен между гондолой двигателя и фюзеляжем. В поперечном сечении — это профиль крыла, подкрепленный мембранами, имеющими связь с силовыми стенками, образующими кессон. Передняя и задняя стенки пилона ограничены шпангоутами № 8 и 17. Со стороны гондолы установлена противопожарная перегородка из жаропрочной листовой стали, исключающая распространение пожара на основные узлы крепления гондолы к фюзеляжу и топливные агрегаты, размещенные внутри пилона. Для доступа к этим агрегатам и элементам системы в нижней и верхней обшивке пилона предусмотрены люки.
Крепление двигателя. В полете и на посадке на двигатель действуют поверхностные (тяга) и массовые силы (произведение веса двигатель-
’9’
Рис. 6.6. Схема крепления двигателя и
— подкос № 1; 2 — подкос № 2; 3 — подкос № 3;
6 — подкос № 6
действие сил иа двигатель:
4 — подкос №4; 5 — подкос № 5;
ной установки бДЕ на соответствующий коэффициент расчетной перегрузки tii, т. е. 7?1 = ОдВп4). Эти силы могут действовать на двигатель симметрично или асимметрично. К симметричным нагрузкам (рис. 6.6) относятся, например, тяга двигателя Рх и массовая сила Ру, а к асимметричным — массовая сила Pz и реактивный момент ротора Мх. Кроме указанных нагрузок, в криволинейном полете возникают гироскопический момент Mz и центробежная сила инерции Р, вращающихся масс двигателя (турбина, компрессор), значение которых определяется выражениями:
Мг = jxQ o>xsin x;
Pi = mr О?,
где jx — массовый момент инерции ротора относительно оси вращения; <ох — угловая скорость вращения ротора; Q — угловая скорость вращения самолета; а — угол между осями, вокруг которых происходит вращение с угловыми скоростями ых и Q. Этот угол в расчетах принимают равным 90°, т. е. значение гироскопического момента — максимально; т — масса ротора; г — радиус кривизны траектории самолета.
Угловая скорость сох определяется режимом работы двигателя, а £2 — маневром самолета в плоскости симметрии.
Следовательно, для крепления двигателя в гондоле требуется определенное число стержней-подкосов. В нашем случае для крепления двигателя Д-30 принята схема с применением шести жестких пустотелых стальных подкосов, одним концом закрепленных на шпангоутах № 8 и 17 к боковой балке, другим — к цапфам двигателя. Подкосы расположены таким образом (см. рис. 6.6), чтобы обеспечивалась полная геометрическая неизменяемость системы. Подкосы навески двигателя работают следующим образом: подкосы № 1 и 3 воспринимают боковые усилия (асимметрические нагрузки), возникающие от силы Рг и моментов Мх и Му; подкосы № 2 и 5 — вертикальные усилия (массовые силы), возникающие от силы Ру и момента Mv; подкос № 6 — горизонтальные усилия, возникающие от силы Pz и момента Му; подкос № 4 воспринимает в основном нагрузки по оси х и тягу двигателя
Все подкосы распределены по силовым элементам гондолы и двигателя следующим образом: подкосы № 5 и 6 закреплены на шпангоуте 1S8
5
Рис. 6.7. Узел крепления двигателя по шпангоуту № 8:
/ — кронштейн подвески; 2 — гайка; 3 — шаровая опора подкоса № 5; 4 — шайба; 5 — ушко-вый болт; 6—болты; 7 — подкос № 6; 8 — сферический вкладыш; 9— обойма; 10, 11 — кронштейны
Рис. 6.8. Типовое крепление подкосов к двигателю:
/ — корпус двигателя, 2 — болт; 3 — сферический вкладыш; 4 — обойма; 5 — контровочная заклепка; 5. 7 — гайки; 8 — контровочная шайба; 9 —ограничительный штифт; 10 — подкос, // — цапфа двигателя
№ 8 с помощью кронштейнов 1 и 10 (рис. 6.7) и болтов 6, одним концом, а другим — к кронштейну И, который установлен на верхнем фланце входного корпуса двигателя. Подкосы №1,2, 3 и 4 крепятся к шпангоуту № 17 и удерживают двигатель за цапфы И (рис. 6.8) корпуса под весок двигателя. Наконечники подкосов имеют обойму со сферическим вкладышем 3 и гайкой 6. В процессе установки двигателя подкосы могут регулироваться. Для компенсации тепловых расширений и монтажных отклонений двигателя наконечник подкоса № 5 имеет сферическую головку.
Монтаж двигателя в гондоле и его крепление осуществляются под косами в такой последовательности: № 2, 1, 3, 5, 6 и 4 (демонтаж в обратном порядке), при этом необходимо убедиться, что регулируемые наконечники перекрывают контрольные отверстия подкосов и контровочные гайки надежно затянуты. После закрепления двигателя необходимо установить уплотнительное резиновое кольцо 2 (см. рис. 6.2) с помощью ушковых болтов в положение, при котором кольцо будет соприкасаться по всей окружности (без натяга) с каналом. После этого для уплотнения необходимо подтянуть все гайки на 1,5 оборота и законтрить их.
Правильное положение двигателя в гондоле определяется: зазором 8±2 мм по стыку канала воздухозаборника с двигателем, который регулируется подкосом № 4; ступенькой по потоку до 3 мм (против потока до 2 мм) по этому же стыку, которая регулируется подкосами № 5 и 6 и зазором не менее 10 мм между элементами конструкции гондолы и двигателем, регулируемым подкосами № 1, 2 и 3. После выполнения этих работ необходимо установить агрегаты, трубопроводы, тяги и электропроводку. Отбор воздуха от двигателя на наддув кабины допускается (при первом запуске) после 5-минутной работы двигателя на малом газу. Демонтаж систем и двигателя производится в строго обратном порядке.
Навеска и крепление гондолы осуществляются по узлам шпангоутов № 8 и 17 гондолы и соответственно узлам, расположенным на фюзеляже между шпангоутами № 47 и 48 и на шпангоуте № 51, четырьмя болтами 5 (рис. 6.9). Втулки 3, 8 и конус 7 воспринимают нагрузки на срез и смятие. Навеска производится с помощью специального приспособления, закрепляемого в отверстиях 7 (см. рис. 6.1) болтами 13. Само при-
199
способление и гондола удерживаются краном общего назначения. Болты затягиваются с помощью тарированных ключей.
Указания по технической эксплуатации гондол. В процессе эксплуатации необходимо регулярно (в объеме предполетного осмотра) осматривать гондолы двигателей, крышки люков, нет ли повреждений. Кроме того, нужно открыть крышки и смотровые лючки гондол и убедиться в том, что внутри гондол нет посторонних предметов, нет повреждений трубопроводов и электропроводки, а в соединениях нет течи топлива, масла и жидкости. Необходимо также осмотреть воздухозаборники двигателей и реактивное сопло и убе-
г, диться в том, что там нет посторонние. 6.9. Узел навески гондолы двигателя: ’ Г
/-гайки; 2-шпангоут фюзеляжа; 3 - опор- НИХ ПреДМеТОВ а ТЗКЖе Нет ЗЭбоИИ ная втулка; 4 — шпангоут гондолы двигателя; На ЛОПЭТКаХ ВНА, ПерВОЙ СТуПСНИ 5- болты; бн“^сФерическая^шайба; 7 —опор- компрессора и турбины, повреждений во внутренней части каналов. В зимнее время нужно следить за тем, чтобы в каналах воздухозаборни
ка и заборника воздуха для охлаждения генераторов не было снега и
льда.
УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯМИ
Управление двигателями Д-30 на самолете Ту-134 осуществляется посредством комбинированной проводки (тросы и жесткие тяги) (рис. 6.10).
Органы управления двигателями и приборы контроля за их работой сосредоточены в кабине экипажа На левом и правом пультах, на средней приборной доске, приборной доске правого пилота, на щитке мотоприборов и щитке запуска двигателей установлены все необходимые для этого агрегаты и приборы. Режим работы двигателя устанавливается рычагом управления двигателем (РУД) и контролируется по показаниям тахометра, размещенного на средней приборной доске и по другим приборам. Тахометр показывает число оборотов в минуту ротора второго каскада компрессора, выраженное в процентах от максимальных оборотов.
Система управления двигателями. Система управления каждого двигателя состоит из рычагов на левом и правом пультах пилотов, связанных тросами и тягами с насосом-регулятором НР-30, который обеспечивает автоматическую подачу топлива к форсункам двигателя Д-30 в количестве, необходимом для поддержания заданного режима на всех скоростях и высотах полета. Рычаги левого и правого пультов сблокированы между собой дюралюминиевыми тягами 2, проходящими впереди шпангоута № 6.
Для фиксации РУД в любом положении на левом пульте 1 (рис. 6.11) имеются тормозные устройства. При перемещении рукоятки 7 вперед клиновидные шайбы, надетые на ось, заходят друг за друга по винтовой поверхности и увеличивают трение между роликами РУД и шайбами. От проворота клиновидные шайбы удерживаются стопорной шпилькой. Шариковый замок удерживает тормозную рукоятку в любом положении.
200
удержи-качения, цыо та-
эксплу-ксплуа-
(в объ-осмат-
крышки . Кроме S и смо-иться в ' посто-ж дений ) оводки, оплива, мо так-1КИ двн-и убе-•сторон-забоин ступени врежде-,алов. В абории-снега и
вляется е тяги)
х рабо-ьтах, на i щитке обходи-гстанав-ется по ке и по ' ротора сималь-
ого дви-связан-
эеспечи-30 в кона всех в сбло-1ми впе-
ис. 6.11)
вперед > винто-
шайба-шппль-
бом по-
Рис. 6.10. Схема проводки управления двигателями:
/— качалки; 2 — жесткие тяги; 3—пульт правого пилота; 4, 9 — разъем тросов; 5—направляющий j-.ni лк; 6*— жесткие тят; 7— конечный ролик; d — датчик М.У-Ы5А нз комплекта МСРП-1Й;
10—пульт левого пилота
Рис. 6.11. Пульты управления двигателями:
/ — левый пульт управления; 2 — рукоятка стопорения рулей н элеронов; 3 — откидной упор мало ю газа; 4 — рычаги управления левым двигателем; 5 — рычаги управления правым двигателем; «— гашетка защелки упора малого газа; 7 — тормозная рукоятка; 8— штурвалы триммера.
9—кнопки выключения сирены; Ю — правый пульт управления
Для предотвращения непреднамеренного .перемещения РУД в полете в положение ниже площадки малого газа на этом же пульте установлен неподвижный упор малого газа 6 (рис. 6.12), положение которого регулируется винтом, и дополнительно откидной упор 3 (см. рис. 6.11). Откидной упор представляет собой планку, вращающуюся на оси, укрепленной на пульте. При необходимости перемещения РУД в положение «Останов» планка откидывается влево. Планка в крайних положениях фиксируется шариковым замком.
Рычаги управления двигателями, установленные на левом пульте (см. рнс. 6.12), имеют головки из пластмассы с индексами Г, и Г2 (индекс Г обозначает «ГАЗ», индекс 1—левый, 2 — правый двигатель) и гашетки 4, соединенные тягами 3 с подвижным упором (защелкой) 2
201
малого газа, который фиксируется о неподвижный упор 6. Немного ниже, на левом пульте, расположена рукоятка 2 (см. рис. 6.11) управления стопорением рулей и элеронов, связанная посредством тросов с роликом, посаженным на общую ось с РУД. При стопорении рулей РУД фиксируется в положении «Останов». Без расстопорения рулей запуск двигателей невозможен. В отличие от левого пульта РУД на правом пульте тормозного механизма и механизма упора малого газа не имеют. Этим отдается преимущество в управлении двигателями левому пилоту. Но здесь (см. рис. 6.12) на РУД установлены ролики 11, которые при перемещении набегают на рычаг 16 или скобу 10 и замыкают посредством концевых выключателей А812В цепь включения сигнальной сирены. Сигнализация срабатывает, если на взлете не выпущены закрылки на угол 20° и если не выпущены шасси при посадке. Для прекращения сигнала при работе двигателя на малом газе и при убранном шасси предусмотрены кнопки 14 отключения сирены. При нажатии кнопки концевой выключатель, смонтированный на ней, перемещается вниз и удерживается в этом положении рычагом 16 до перемещения РУД вперед.
Связь РУД с НР-30 выполнена посредством тросовой проводки от барабана 18 до конечного ролика 3 (рис. 6.13) в пилоне гондолы, обеспечивающего переход с тросовой проводки на жесткую до поводка насоса-регулятора НР-30.
Тросовое управление (см. рис. 6.10) выполнено тросами диаметром 2,5 мм в виде замкнутых проводок, которые идут от левого и правого пультов вниз, дальше проходят вдоль обоих бортов фюзеляжа под полом кабин до шпангоута № 48, поднимаются вверх и через гермовыводы 4 (см. рис. 6.13) на конечный ролик пилонов. Тросы на концевых роликах закрепляются с помощью двух шплинтов и ограничителя, обжатого на тросе. Направление тросов обеспечивается текстолитовыми роликами на подшипниках. Натяжение тросов регулируется тандерами, расположенными у шпангоутов № 11, 26, 38 и 48 под полом кабины. Доступ к ним обеспечен через люки техотсеков фюзеляжа и лючки в полу у шпангоутов № 11 и 48.
Жесткая проводка выполнена из трубчатых металлических тяг (стальных и дюралюминиевых), которые имеют регулируемые наконечники. Между собой тяги связаны посредством качалок, шарнирно закрепленных на корпусе двигателя.
Регулировка систем управления двигателя. Для нормальной работы двигателя система управления им должна быть правильно отрегулирована. Для этого необходимо:
1. Установить рычаги в кабине на левом пульте в среднее (вертикальное) положение по рискам 1 и 2 на рычагах и пульте (рис. 6.14) и зафиксировать их тормозом. Рычаги управления двигателями на правом пульте должны установиться также в среднее (вертикальное) положение по рискам, при этом конечные ролики тросовой проводки в пилонах гондолы должны находиться в положении, при котором риски на роликах и кронштейне их крепления совпадают. При несовпадении рисок рычагов и роликов нужно отрегулировать тросовую проводку, для чего, не расстопоривая РУД, следует сделать перетяжку тросов тандерами, одновременно наблюдая за перемещением концевого ролика и совмещением рисок.
В н и мание! 1. Выход резьбы наконечников из муфт (тандеров) соединения более трех ниток недопустим.
2. Проверить натяжение тросов, которое в зависимости от температуры должно соответствовать графику на рис. 6.15. Если имеются отклонения от графика, отрегулировать натяжение тросов, не сдвигая рычагов и роликов с рисок. Затем следует законтрить муфты (тандеры) соединения, растормозить РУД на левом пульте, перевести его вперед 202
о ни-авле-с ро-РУД туск авом 1еют. лоту. : При эдст-:ире-з1ЛКИ ения [асси опки из и впе-
:и от )бес-iaco-
гром вого , по-ЫВО-JBBIX >жа-оли-р ас-Долу у
тяг >неч-
за-
>оты иро-
рти-1) и ipa-оло-
1ЛО-на
рп-ДЛЯ jpa-гов-
сое-
>ра-от-
ры-ры) ред
Рис. 6.12. Рычаги управления двигателями:
/—скоба; 2—подвижный упор (защелка); 3—тяга; 4— гашетка; 5, 13 — рычаги управления: 6 — неподвижный упор; 7— регулируемый винт упора малого газа; в, П — пружины; 9 — концевые выключатели Л812В звуковой сигнализации взлетного угла закрылков и положения шассн при заходе на посадку; 10— нажимная скоба; // — контактный ролик; /2 — головка рычага; 14 — кнопки выключения сирены; 15 — кронштейн; 16 — рычаг; 18 — барабаны
Рис. 6.13. Конечный ролик тросовой проводки управления двигателем:
1 — ролики; 2 — жесткая тяга управления; 3 — конечный ролик;
4 — гермовывод; 5 — обшивка гер мокабнны; 6, 8 — крышки; 7 — фторопластовый сердечник; 9 — прокладка; 10—болт с пластиной
Рис. 6.14. Положение элементов управления двигателем при его регулировке (1 и 2 — сигнальные риски)
Рис. 6.15. График натяжения тросов управления двигателями в зависимости от температуры наружного воздуха
г 1
Рис. 6.16. Регулировка управления двигателями:
1 — лнмб рычага (поводка) дросселя управления иасоса-регулятора НР-30; 2 — рычаг (поводок) управления дросселем НР-30; 3— продольная тяга; 4—конечный ролик тросовой проводки
Рис. 6.17. Положение рычагов на упоре малого газа: а — узел упора малого газа; б — узел лимба НР-30;
1 — неподвижный упор малого газа; 2 — рычаг управления двигателем; 3 — защелка; 4 — лимб дросселя НР-30; 5 — средняя риска площадки малого газа; 6 — поводок дросселя НР-30; 7 — под вижная рифленая шайба; 8—упор максимального газа; 9— упор положения останова Двигателя
Лим
до отказа, оставив зазоры 7—8 мм между ними и концами прорезей в верхней панели пульта, и зафиксировать их тормозом.
3. Установить продольную тягу 3 на поводок (рис. 6.16) НР-30, переместив болт крепления тяги к рычагу на радиус 62,5±3,5 мм от оси вращения рычага. Установить болт крепления противоположного конца тяги к рычагу, переместив ею ио рифление качалки на радиус 102^д6лк« от оси вращения качалки, поводок на НР-30 должен быть на упоре максимального газа. Далее отрегулировать длину тяги и установить ее на место, затем растормозить рычаги на левом пульте, перевести их до упора малого газа и зафиксировать их в этом положении тормозом. Подвижной и неподвижный упоры малого газа должны находиться в положении, показанном на рис. 6.17, риски на стрелке поводков НР-30 левого и правого двигателей — в зоне площадки малого газа между средней и верхней риской. При регулировке управления двигателями РУД из положения «Останов» в положение «МГ» перемещать плавно вперед в вертикальное положение (до сигнальных рисок), а затем также плавно перемещать его до упора «МГ».
4. Если не удалось добиться требуемой регулировки, разрешается изменить длину продольной соединительной тяги 3 (см рис. 6.16). При этом в крайних положениях РУД на обоих пультах должен обеспечиваться зазор 5—9 мм, а при попытках выбрать эти зазоры РУД должны пружинить. Рычаги управления двигателями в положении «Максималь ный режим» могут иметь «ножницы» не более половины диаметра головки рычага, а в положении «Останов» — не более одного диаметра головки рычага. Прн переводе РУД на правом пульте из положения «Останов» в положение «Малый газ» стрелки рычагов на НР-30 должны находиться на площадке малого газа. При приложении к головке РУД усилия в 10 кГ зазор между стрелкой рычага насоса НР-30 и нижней риской площадки должен быть не менее 1 мм. Если отклонения РУД и стрелок рычага насоса НР-30 больше указанных величин, то системы управления двигателями нужно отрегулировать заново.
5. После регулировки систем управления двигателями необходимо законтрить тяги в гондолах и болтовые соединения, прикладывая 205
усилие не более 2,5 кГ и перемещая РУД на левом и правом пультах убедиться, что они перемещаются плавно (без рывков и заеданий).
Кроме регулировки систем управления двигателями, необходимо проверить, как срабатывает звуковая сигнализация в зависимости от положения шасси и закрылков, для чего установить РУД левого пульта с зазором 2—3 мм от упора «МГ»-—должны одновременно сработать концевые выключатели А812В сигнализации положения шасси, затем переместить РУД на расстояние примерно на 23 мм от вертикали (отметок пульта) —должны замкнуться контакты концевых выключателей А812В сигнализации положения закрылков. Если срабатывания выключателей в этих положениях РУД нет, нужно добиться их срабатывания перемещением контактных роликов, установленных на барабане РУД правого пульта.
Возможные неисправности системы управления двигателями и методы их устранения указаны в табл. 8.
Таблица 8
Внешнее проявление неисправности Причина неисправности Метод устранения неисправности
Двигатель не запускается Свободный ход рычагов управления двигателями При установке РУД в положение «Малый газ» РУД «пружинит» и уходит вперед При установке тормозной рукоятки вперед до отказа РУД не затормаживаются Не устанавливается стрелка на лимбе на площадку малого газа Мало натяжение в тросовой системе Большое трение в системе управления Большой зазор между рычагами управления двигателями Отрегулировать систему управления Отрегулировать натяжение в соответствии с графиком натяжения тросов Проверить гермовыводы и наличие в них смазки. Проверить натяжение тросов Отрегулировать тормозной механизм затяжкой гайки на оси рычагов управления
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА
Масляная система двигателя служит для хранения запаса масла, подачи его к механизмам и подшипникам с целью их смазки и охлаждения. Смазка подвижных соединений двигателя необходима для уменьшения трения и износа деталей, предохранения их от коррозии, выноса твердых включений, попадающихся между трущимися поверхностями. Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегреву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию ротора и к общему разрушению двигателя.
Каждый двигатель Д-30 имеет самостоятельную масляную систему циркуляционного типа (рис. 6.18) с откачкой в бак Я т. е. масло в системе циркулирует по схеме: маслобак — двигатель — радиатор — маслобак. В системе осуществляется очистка масла, его охлаждение и подготовка к последующему циклу. Сорт масла (МК-8, МК-8П) выбран по нагрузкам на смазываемые детали, их рабочим температурам, а также по типу применяемых подшипников.
Основным элементом маслосистемы является маслобак емкостью 23 л, который размещается выше нагнетающего насоса. Трубопровод от бака до нагнетающего насоса называют магистралью всасывания. Участок от нагнетающего до откачивающего насосов является внутренней системой смазки двигателя. На этом участке устанавливаются датчики температуры и давления масла. Магистраль от насоса откачки до маслобака в свою очередь называется откачивающей. В целом же маслосисте-206
Рис. 6.18. Масляная система двигателя:
1, 2 — трубопровод откачки масла; 3 — топливо-масляный радиатор (агр. 62); 4 —верхняя коробка приводов; 5 — трубопровод суфлирования масляной системы; 6 — нижняя коробка приводов; 7 — сливной кран; 8 — трубопровод нагнетания масла; 9 — маслобак; 10 — масломер
ма состоит из агрегатов и механизмов, принадлежащих двигателю, и агрегатов, принадлежащих самолету.
Принципильная схема маслосистемы и основные ее данные. Основными агрегатами, установленными на двигателе, являются: основной двухступенчатый маслонасос ОМН-ЗО; четырехступенчатый мас-лонасос откачки МНО-ЗО; центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором наличия стружки в масле ЦВО-ФС-ЗО; центробежный суфлер ЦС-30, основной масляный фильтр МФС-30; охлаждающий переходник ВНА первого каскада компрессора и сливной кран на коробке приводов.
В самолетную маслосистему входят маслобак, топливо-масляный радиатор, два сливных крана 636700/А, трубопроводы.
При работе двигателя (рис. 6.19) масло по самолетному маслопроводу поступает к двигателю в нагнетающую ступень насоса ОМН-ЗО и далее под давлением 2,5—4,5 кГ)см2, регулируемым редукционным клапаном насоса, направляется через обратный клапан и фильтр к смазываемым узлам двигателя. После смазки узлов нагретое масло вместе с воздухом и газами насосом откачки МНО-ЗО и откачивающей ступенью насоса ОМН-ЗО направляется в центробежный воздухоотделитель. Здесь нз масла отделяются и перепускаются в картер двигателя воздух и газы, а масло, пройдя через фильтр-сигнализатор, поступает в охлаждающий переходник. В переходнике масло предварительно охлаждается поступающим в двигатель воздухом и далее направляется в топливо-масляный радиатор, где оно охлаждается топливом, а затем поступает в маслобак.
Двигатель, а вместе с ним и маслобак суфлируется через центробежный суфлер с выводом трубы на срез реактивного сопла двигателя. В центробежном суфлере от воздуха отделяется масло, которое сливается обратно в картер двигателя.
На двигателях Д-30 применяются масло МК-8 и МК-8П, ВНИИ НП-50-1-4Ф и масла зарубежного производства: вместо МК-8 можно применять масло <Турбоойль-34» (D. Eng-RD-2490 и Air-3515A, Англия и Франция), вместо МК-8П — «Турбоойль-2» (Mil-0-6081 и 3-GP-901, США и Канада), вместо масла ВНИИ — «Турбоойль-300» (Mil-L-7808C, F, Air-3513 и 3-GP-904a, США, Франция, Канада).
207
Рис. 6.19. Принципиальная схема смазки и суфлирования двигателя:
1, 2, 7, 11, 12, 13, 14—подвод масла к силовым подшипникам двигателя; 3 — подвод масла к подшипникам верхней коробки приводов; 4—подвод масла к подшипникам ведущей шестерни привода верхней коробки приводов; 5 — подвод масла к подшипникам ведущей шестерни привода нижней коробки приводов; 6, 8—подвод масла к подшипникам центрального привода; 9—подвод масла к подшипникам привода правой коробки приводов; 10 — подвод масла к подшипникам правой коробки приводов; 15 — масляный бак; 16—переходник входного корпуса; 17 — центре бежный суфлер ЦС-30; 18 — центробежный воздухоотделитель ЦВО-ФС-ЗО с фильтром-енгнализа тором; 19— топливо-масляиый агрегат (агр. 62); 20— основной масляный насос ОМН-ЗО; 21— масляный фильтр МФС-30; 22—масляный насос откачки МНО-ЗО
Допускается при заправке смешение масел МК-8 и МК-8П в любых пропорциях. Смешение минеральных масел с маслом ВНИИ НП-50-1-4Ф не разрешается.
При работе двигателя необходимо выдерживать следующие параметры.
1. Расход масла на земле — не более 1,5 кГ/ч, в полете — не более 1,0 кПч.
2. Давление масла на входе в двигатель: на малом газе — не менее 2,5 кГ}см2-, на остальных режимах — 3,5—4,5 кГ/см2', при регулировке на режиме 0,7 номинального — 4±0,2 кПсм2.
3. Температура масла на входе в двигатель на всех режимах: рекомендуемая — +50 ~ +70°С; максимально допустимая--------f-80°C; максимально допустимая на время не более 10 мин-----------(-90°С; минимально
допустимая — минус. 30°С; максимально допустимая на выходе из двигателя — +120°С. Допускается при остановке двигателя повышение температуры масла на входе до +95°С.
Контроль за работой маслосистемы осуществляется системой ЭМИ-ЗРТИ и сигнализатором наличия стружки в масле. Указатели ЭМИ-ЗРТИ и лампа «Стружка в масле» установлены на средней приборной доске.
Масляный бак. В системе питания маслом каждого двигателя имеется свой маслобак, который служит для хранения запаса масла., необходимого для выполнения полета. Он расположен в передней части гондолы двигателя между внутренней н внешней обшивкой воздухозаборни-208
ка. Маслобак — алюминиевый, сварной, толщина стенки—1,5 мм, с внутренними диафрагмами жесткости. Сверху маслобака имеется заливная горловина с предохранительным перфорированным стаканом, крышкой и мерной линейкой для замера количества масла в баке при заправке, а также выведены патрубок суфлирования и патрубок входа масла,
Рис. 6.20. Масломер:
I— нижннй упор; 2—валик для магнита н барабана: 3— барабан со шкалой: 4— нижний магнит; 5—крышка из термостойкого органического стекла; 6 — соединительный хомут; 7 — фланец на маслобаке; 8 — винтовая лента; 9— поплавок; 10— пластина поплавка с прорезью для винтовой ленты: 11 — кожух; 12—вертикальная направляющая; 13—верхний упор; 14— крышка; 15 — верхний магнит; 16 — средний упор; 17 — корпус; 18 — уплотнительные кольца; 19 — кронштейн
Рис. 6.21. Топливно-масляный радиатор:
I — перегородки топливной полости; 2 — перегородки масляной полости; 3 — клапан перепуска холодного масла
внутренний конец которого направлен на стенку бака, благодаря чему входящее масло стекает под общий уровень без ценообразования- Внизу бака имеется заборный патрубок. Внутри бака край этого патрубка приподнят и прикрыт сверху козырьком для того, чтобы в заборник не попадали посторонние предметы.
Для определения уровня масла в баке дополнительно установлен поплавковый масломер. Шкала масломера находится внизу снаружи бака и ее можно видеть с земли через специальное окошко в обшивке гондолы. Масломер (рис. 6.20) работает следующим образом: по вертикальной направляющей и винтовой ленте движется поступательно сверху вниз поплавок- Лента, скользя в прорези поплавка, при его перемещении вращается. На нижнем конце, ленты закреплен подковообразный постоянный магнит, а внизу корпуса на валике закреплен другой магнит и барабан с нанесенной на нем шкалой. Благодаря магнитной связи барабан поворачивается вместе с винтовой лептой. Нижняя часть масломера закрыта крышкой из органического стекла. На этой крышке нанесен указатель (стрелка). Шкала на барабане разбита на три участка: первый (до 7 л в баке) закрашен по всей высоте в красный цвет — эксплуатация двигателя запрещена; второй (от 7 до 15 л масла) закрашен вни-
209
зу в красный цвет, а сверху в зеленый — допускается работа двигателя, но при уровне масла не менее 12 л; третий (свыше 15 л масла) закрашен по всей высоте в зеленый цвет — допускается вылет, но при уровне масла не менее 20 л.
Крепится маслобак к четырем кронштейнам стяжными лентами.
Топливно-масляный радиатор (рис. 6.21) служит для охлаждения масла, циркулирующего в системе. Установлен он в пилоне гондолы двигателя. Охлаждающими элементами в радиаторе являются трубки, набранные в соты. По протокам между трубками протекает масло, а внутри трубок топливо, идущее на питание двигателя. Набор трубок помещен в цилиндрический корпус, который герметически закрыт торцовыми крышками.
Масло от двигателя подводится через входной патрубок, соединенный с коллектором, в котором вмонтирован предохранительный клапан. Клапан предохраняет соты радиатора от разрушения при низких температурах масла — он перепускает масло в обход сот радиатора или через соты в зависимости от вязкости масла При повышенной вязкости (при минусовых температурах) гидравлическое сопротивление сот радиатора возрастает и давление на входе в радиатор увеличивается. При достижении давления 4 кПсм2 клапан открывается, соединяя входную и выходную полости маслора диатор а. Для увеличения скорости потока масла (в целях теплоотдачи) межтрубное пространство радиатора разделяется четырьмя перегородками 2 на пять отдельных секций. Каждая перего родка имеет окна, через которые масло попадает из одной секции в другую, проходя, таким образом, все секции, каждый раз меняя свое направление.
Сливной кран 636 700/А (7, см. рис. 6.18) служит для слива масла из маслосистемы. Он установлен на трубе подвода масла к двигателю в нижней точке трубы. Кран клапанного типа с проходным отверстием — 10 мм. Ручка крана (при закрытом положении) для контровки соединена с его корпусом через храповик, поэтому для открывания крана ее необходимо оттянуть на себя, а затем поворачивать.
Трубопроводы маслосистемы. На самолете маслопроводы изготовлены из металлических труб. В отсеке двигателя трубы подвода и отвода масла — стальные, остальные трубы — алюминиевые Соединение трубопроводов осуществляется с помощью муфт (резино-металлических соединений). Уплотнение соединений достигается вследствие сжатия резиновых уплотнительных колец гайками муфт Трубопроводы маслосистемы окрашены в коричневый цвет.
Приборы контроля за работой маслосистемы. Для контроля за работой маслосистемы установлен электрический индуктивный моторный индикатор ЭМИ-ЗРТИ, с помощью которого определяется давление и температура масла на входе в двигатель. От датчиков ИДТ-8 III серии замера давления масла, демпфера Д59-4 и приемника П-бЗТр замера температуры масла сигналы поступают на трехстрелочный указатель УИЗ-З II серии, которые расположены на средней приборной доске пилотов.
Датчик ИДТ-8 закреплен на щитке эксплуатационных замеров, расположенном на переднем кожухе камеры сгорания, а датчик П-бЗТр -— на нижней коробке приводов. Давление замеряется за нагнетающей ступенью насоса ОМН-ЗО после фильтра.
Манометр масла имеет диапазон измерения от 0 до 8 кГ/см2, термометр масла от —50°С до +150°С. Погрешности показаний манометра при нормальной температуре не превышают ±4% от предела измерения, а термометра (в рабочем диапазоне) — ±6°С. Для удобства контроля на приборе нанесены риски минимальных значений давления масла (3,5 кГ/см2) и максимально допустимой температуры (-|-80оС).
210
I
Питание манометров переменным током 36 в осуществляется от статического преобразователя СПО-4. Термометры масла получают питание от аккумуляторной шины, цепи которых защищены автоматом защиты АЗС-2 ЭМИ-ЗРТИ, расположенным на правой панели АЗС.
Указания по технической эксплуатации масляной системы. Во всех случаях, если после полета обнаружено, что масло не расходуется или в маслобаке повышается уровень, необходимо проверить масло в баке, нет ли в нем керосина. При обнаружении керосина снять радиатор и
проверить герметичность сот.
Перед каждым вылетом необходимо проверять количество масла в баках. Если масла в баке мало, дозаправить бак маслом. Переполнение бака маслом свыше допустимой нормы может привести к интенсивному выбросу масла через дренаж двигателя. Недостаточное количество масла в баке может послужить причиной перегрева двигателя и снижения давления масла.
Заправка маслом самолета производится из маслозаправщика или какой-либо другой заправочной установки, имеющей фильтр в пистолете с числом ячеек 8 000—10 000 на 1 см2- Перед заправкой масло-системы необходимо проверить, есть ли на стоянке противопожарные средства, заземлены ли самолет и маслозаправщик, а также паспорт на масло, содержащий данные анализа, которые должны соответствовать ГОСТу и МРТУ на заправляемое масло. Для заправки необходимо открыть крышку заливной горловины маслобака, подвести заправочный пистолет и залить необходимое количество масла. После заправки самолета маслом установить крышку на место и плотно прижать ее винтом с траверсой, а мерную линейку установить до упора так, чтобы она зафиксировалась пластинчатой пружиной.
Замена масла. Через каждые 400+20 ч работы двигателя необходимо полностью слить масло через сливные краны маслобаков, радиаторов и двигателя, заправить маслобак свежим маслом до уровня заливной горловины и стравить воздух из подводящего к маслонасосу трубопровода.
Таблица 9
а Внешнее проявление неисправности Причины неисправности Методы устранения неисправности
- 1. Неправильное показание 1. Смятие поплавка или за- I. Заменить масломер
J й II масломера полнение его маслом из-за разгерметизации 2. Трение магнита о корпус из-за попадания на его полюсы стальной стружки 3. Трение барабана о крышку 2. Снять масломер, промыть его и удалить стружку 3. Заменить крышку
и 2. Нет давления масла на Воздушная пробка в масля- Отвернуть на корпусе ос-
а входе в двигатель при хо- ной системе новного маслонасоса проб-
[Ь I- с- у- D- лодной прокрутке, ложном запуске илн запуске двигателя 3. Увеличение уровня в баке после совершения полета 4 Образование масляной пленки на пилоне и крыш- 1. Негерметичность сот радиаторов 2. Негерметичность вала привода насоса-регулятора НР-30 1. Потеря герметичности резино-металлических соеди- ку и стравить воздух с трубопровода подвода масла к двигателю 1. Заменить .радиатор 2. Заменить насос-регуля- тор НР-30 1. Заменить резиновые кольца или подтянуть муфту
эа я, за та ках гондолы двигателя нений на входе в масло-радиатор 2. Разрушение трубопровода суфлирования на двигателе 2. Заменить трубопровод
211
для чего необходимо отвернуть пробку на насосе ОМН-ЗО и сливать масло до появления непрерывной струи. После этого необходимо произвести холодную прокрутку двигателя и дозаправить бак.
В случае заправки маслобака маслом ВНИИНП-50-1-4Ф после эксплуатации двигателя на минеральных маслах, и наоборот, необходимо промыть маслосистему. Для этого необходимо слить масло МК-8 или МК-8П из маслосистемы самолета и двигателя, залить в систему масло ВНИИНП-50-1-4Ф, произвести холодную прокрутку и запустить двигатель- Проработав на режиме «Малый газ» 5 мин и на режиме 0,7 номинального 2—5 мин, остановить двигатель, слить масло из маслосистемы самолета и двигателя. Заправить маслосистему новым маслом ВНПИНП-50-1-4Ф.
Возможные неисправности маслосистемы и методы их устранения указаны в табл. 9.
ГЛАВА 7
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Топливная система обеспечивает хранение необходимого для выполнения полета запаса топлива и бесперебойную подачу его в двигатели на всех режимах полета. Топливную систему можно условно разделить на две: внешнюю (самолетную) и внутреннюю (систему агрегатов, установленных на двигателе).
Самолетная топливная система (рис- 7.1) представляет собой две автономные, аналогичные по конструкции системы: левую и правую, каждая из которых обслуживает соответствующий двигатель: левая — левый двигатель, правая — правый. Обе системы связаны трубопроводом, в котором установлен кран кольцевания, обеспечивающий подачу топлива из левой системы в правую, и наоборот.
Каждая система состоит из трех кессон-баков, емкость которых приведена в табл. 10.
Несливаемый остаток топлива составляет около 85 л, общая емкость всех топливных баков — около 18 000 л. При полной заправке в них заливается около 16600 л топлива.
Топливная система самолета включает в себя следующие системы: а) питания двигателей топливом; б) централизованной заправки; в) дренажа топливных баков
В систему питания двигателей топливом входят шесть кессон-баков (рис. 7.2), два расходных отсека, четыре подкачивающих насоса ЭЦН-45 с электрическим приводом, 12 перекачивающих насосов ЭЦН-91 с электроприводом, 18 сигнализаторов давления типа СДУ, четыре обратных клапана за насосами ЭЦН-45. 12 обратных клапанов в корпусах колодцев насосов ЭЦН-91, два перекрывных (противопожарных) крана, четыре поплавковых и четыре мембранных узла клапанов перекачки, шесть переливных клапанов, два топливных фильтра, один кран пере-
Таблнца 10 крестного питания, два топлив-
Номер кессон-бака Полный заправляемый объем, л Полная заправка, но-масляных радиатора, восемь температурно разгрузочных клапанов, два крана
1 5 300 5 000 для слива топлива под давлением, восемь сливных клапанов
2 з 2350 1300 2 200 1 150 отстоя, два штуцера консерва-
ции двигателей, два манометра
212
Рис. 7.1. Принципиальная схема топливной системы
обозначения
Фильтр топливный
Условные
О Заливная горловина Хро» тсюм "*^1 (индене различный) Топлибно-масяяный ® SW - Труде питания
® — Триба дренажа
насос ЗЦН-91 ^^Ыкачибангщий насос ДЦН-Ы-ЛЗТ
- ™ Й1иатиа 1 г & Насос-рееуяятор HP-30 на двигателе
Обратный клапан Клапан перекачки 3wmABM^HfaXn'~*<t^'nyU‘P KOHCeplauuu 4 Клапан перелиВа
t + £
Расходомер PTCB-K-t
16
0А^
Рнс. 7.2. Полумонтажная схема топливной системы. 1 — сигнализаторы давления СДУ; 2— трубопроводы электропроводки; 3 — трубопроводы перекачки топлива нз кессон-баков; 4—расходный отсек; 5 — трубопровод системы дренажа, 6—кран перекрестного питание 76860UM; 7 —температурно-разгрузочный клапан; 8 — кран слнва топлива под давлением; 9 — пожарный кран 75969.0М; 10— датчик расходомера топлива PTCB-I0-8; 11 — топливно-масляный радиатор (нзд. 62); 12— топливный фильтр; 13—насосы ЭЦН-91 № 5 и 6; 14 — насо«*1л ЭЦН-91 N® 7 и 8- 15 — насос ЭЦН-91 № 3; 16 — насос ЭЦН-91 N> *
низкого давления топлива, расходомер РТСВ-10-8, суммирующий топ-ливомер СЭТС-470А.
В топливную систему двигателя Д-30 входят подкачивающий насос ДЦН-44-ПЗТ (рис. 7.3), насос-регулятор НР-30, топливные форсунки ФР-ЗО-ДС, центробежные регуляторы ЦР-1В и ЦР-2В.
Подача топлива к двигателям происходит в следующем порядке (см. рис. 7.1). Топливо из кессон-баков с помощью перекачивающих насосов ЭЦН-91 расходуемой очереди перекачивается в расходный отсек, размещенный в первом кессон-баке (на самолетах до четвертой серии во втором кессон-баке). Из расходного отсека топливо подается насосами ЭЦН-45 через обратные клапаны и противопожарный кран на подкачивающий насос двигателя ДЦН-44-ПЗТ. Далее топливо проходит датчик расходомера, топливно-масляный радиатор, топливный фильтр и под давлением 1,8—2,9 кПсм2 поступает на насос-регулятор НР-30, после которого под давлением до 60 кПсм2 оно поступает в топливный коллектор с форсунками. Из форсунок топливо впрыскивается в распыленном состоянии в камеры сгорания двигателя и поджигается искрой запальных свечей СП-06-ВП.
Герметические кессон-баки самолета служат для хранения запаса топлива, необходимого при выполнении полета.
Каждая половина крыла представляет собой отсек, образованный передним и задним лонжеронами, верхней и нижней панелями, нервюрами № 1—25. Для удобства выработки топлива и предотвращения его перемещений при эволюциях самолета гермоотсек каждой половины крыла разделен герметическими нервюрами № 9 и 15 на три емкости — кессон-баки. Из них два кессон-бака находятся в средней части крыла (СЧК), а третий — в отъемной части крыла (ОЧК)-
Герметичность отсеков обеспечивается покрытием внутренней полости кессона тепло-, морозо- и керосиностойкими герметиками на основе жидких тиоколов У-ЗОМЭС с эпоксидной смолой и УТ-32. Герметизация кессон-баков крыла производится в процессе его изготовления путем внутришовного уплотнения элементов конструкции, жгутовой герметизации по стыкам конструктивных элементов с последующим нанесением герметика в несколько слоев методом полива. Такой процесс обеспечивает полную герметизацию кессон-баков.
Рис. 7.3. Схема размещения агрегатов топливной системы на двигателе:
2- температурно-разгрузочный клапан; 2 — пожарный кран 768600М; 3 — датчик расходомера
РТСВ-10-8; 4— топлнвно-масляныЙ радиатор; 5 — топливный фильтр; 6 — штуцер для кон-
сервации; 7 — насос-регулятор НР-30; 8 — подкачивающий насос ДЦН-44-ПЗТ
214
Применение кессон-баков рационально с точки зрения наиболее полного использования внутренних объемов крыла, существенно увеличило количество заправляемого топлива, повысило эксплуатационную надежность системы, снизило вес конструкции топливной системы и затраты на техобслуживание, а также позволило увеличить ресурс системы.
Самолет Ту-134 — первый пассажирский реактивный самолет в СССР, на котором топливо полностью размещено в кессоне крыла. В целях расширения диапазона эксплуатационной центровки самолета расход топлива для питания каждого двигателя производится в четыре очереди в такой последовательности: I очередь расхода — кессон-бак № 3, ПА очередь — кессон-бак № 1, III очередь — кессон-бак № 2 и ПБ очередь — кессон-бак № 1-
Измерение расхода топлива и его запаса осуществляется системами РТСВ-10-8 и СЭТС-470А. В процессе полета показатели систем контролируются визуально пилотами по приборам контроля, которые сосредоточены на приборных досках пилотов.
Топливопроводы системы выполнены из алюминиевых и стальных труб. Соединение труб осуществляется муфтами с резино-металлическими уплотнениями, герметичность которых достигается сжатием резиновых колец гайками муфт.
Расходный отсек образован стенками нервюр № 3 и 4 крыла, передним лонжероном и надстройкой задней стенки отсека, отделяющей его от остальной части кессона. Отсек герметичен со всех сторон и только верхний срез стенок находится от верхней панели крыла на расстоянии 50—100 мм. Этим обеспечивается при полном заполнении кессон-бака № 1 постоянное наличие топлива в расходном отсеке. Емкость расходного отсека достигает 380 л. При значительном снижении уровня топлива в кессон-баке № 1 топливо в расходный отсек поступает самотеком через три клапана перелива 3 (рис. 7.4) тарельчатого типа, размещенные в нижних частях стенок нервюр № 3 и 4. Конструктивное решение расходного отсека обеспечивает размещение подкачивающих насосов ЭЦН-45
Рис. 7.4. Полумонтажная схема размещения основных агрегатов и деталей в расходном отсеке:
/ — труба для электроприводов питания иасосов ЭЦН-45; 2—подкачивающие насосы ЭЦН-15 3 — клапаны перелива; 4 — сигнализатор давления СДУ2-0.18; 5— сигнализаторы давления СДУ2Л-0.3; 6 — поплавковые узлы клапанов перекачки; 7 — температурно-погрузочный
клапан; 8 — обратные клапаны; 9, 10, 11 — трубопроводы перекачки топлива из кессон-баков № 1 2 и 3; 12 — мембранные узлы клапанов перекачки
215
Рис. 7.5. Установка перекачивающих насосов ЭЦН-91:
/ — трубопровод к сигнализатору давления СДУ2А-0.18; 2— выходной патрубок; 3 — обратный клапан; 4 — трубопровод электропроводки: 5 — монтажный люк; 6 — крышка клеммной колодки; 7 — траверса крепления насоса; 8 — кожух-колодец; 9 — электродвигатель; 10 — трубопровод дренажа и вентиляции электродвигателя; 11 — уплотнительные кольца
в самой нижней точке кессона, что в итоге позволяет производить пол-ную выработку запаса топлива.
Расход топлива из кессон-бака № 1 постоянно компенсируется перекачкой его из соседних кессон-баков в расходный отсек насосами ЭЦН-91 согласно запрограммированной очередности выработки.
Кроме двух подкачивающих насосов ЭЦН-45 и трех клапанов перелива, в расходном отсеке каждого кессон-бака № 1 находятся два мембранных 12 и два поплавковых узла 6 клапанов перекачки, к которым подведены трубопроводы 10 и 11 от насосов ЭЦН-91 кессон-баков № 2 и 3. Узлы 12 и 6 между собой соединены трубками и в целом представляют клапаны перекачки, причем поплавковый узел является командным, а мембранный — исполнительным. Для предохранения трубопроводов перекачки 10 и 11 от избыточного давления вследствие температурного расширения топлива на трубках, соединяющих узлы 6 и 12, установлены температурно-разгрузочные клапаны 7. От насосов ЭЦН-45 и кессон-бака № 1 на передний лонжерон крыла выведены три трубопровода к сигнализаторам СДУ2А-0Д СДУ2-0.18 и трубопровод электропроводки питания насосов-
Доступ в расходный отсек обеспечен технологическим люком в верхней панели. Крышка люка уплотнена резиновой прокладкой и крепится винтами и герметичными анкерными гайками.
Люк обеспечивает свободный доступ к агрегатам расходного отсека-и позволяет производить их замену в эксплуатации при незначительной затрате времени.
В каждом кессон-баке установлено по два перекачивающих насоса ЭЦН-91. Установка насосов (рис. 7-5) выполнена в сблокированных кожухах-колодцах 8, которые закреплены к верхней панели кессон-баков № 1 и 2 вертикально между нервюрами № 8 и 9, № 14 и 15 соответственно. В кессон-баке № 3 насосы ЭЦН-91 разделены и установлены следующим образом: один — между нервюрами № 15А и 16, а другой — наклонно между нервюрами № 23 и 25. Все насосы помещены у заднего 216
лонжерона крыла. Доступ к насосам обеспечен через монтажные люки 5, которые закрываются крышками с резиновым уплотнением на быстродействующих замках-
Верхняя панель полукрыла по размаху имеет съемную часть, которая является технологической и крепится болтами на герметике. В каждом кессон-баке на верхней панели установлено по одной заправочной горловине и по четыре люка датчиков системы СЭТС-470А. На нижней панели выполнены вырезы под насосы ЭЦН-45 и сливные клапаны. Количество сливных клапанов — четыре: по одному на кессон-бак и расходный отсек. Все дренажные трубопроводы насосов ЭЦН-91 и датчиков СЭТС-470А выведены на нижнюю панель. На передней лонжерон выведены трубопроводы электрической проводки насосов ЭЦН-91, датчиков системы СЭТС-470А и всех сигнализаторов давления. Внутри отсека крыла проложены трубопроводы от насосов ЭЦН-91 в расходный отсек. По нервюрам № 1, 15, 25 выполнены технологические люки, закрытые герметически крышками на болтах.
АГРЕГАТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Подкачивающие насосы ЭЦН-45. В расходном отсеке каждой половины крыла установлены два перекачивающих насоса ЭЦН-45. Монтаж насосов выполнен в корпусе с кожухом из алюминиевого сплава (рис. 7-6), закрепленном в проеме нижней панели на переходном фланце.
Насосы ЭЦН-45 называют подкачивающими, так как они подают топливо из расходных отсеков под давлением р=0,34-1,0 кГ/см2 к подкачивающим насосам ДЦН-44-ПЗТ, установленным на двигателях. Благодаря подкачивающим насосам ЭЦН-45 и ДЦН-44-ПЗТ в топливной системе поддерживается повышенное давление по сравнению с атмосферным, обеспечивающее неразрывность потока топлива на входе в насос-регулятор НР-30. Этим исключается возможность кавитации1 при полетах на больших высотах. Следовательно, подкачивающие насосы увеличивают высотность топливной системы.
Установка параллельно двух насосов повышает надежность системы: при выходе из строя одного из них другой обеспечивает подачу топлива к двигателю в достаточном количестве.
Насос ЭЦН-45 — центробежного типа, приводится в движение электродвигателем МГП-350, который работает от сети постоянного тока с напряжением 27 в Насос — взрывобезопасного типа. Центробежный узел насоса включает в себя корпус 35, рабочее колесо-крыльчатку 8, осевое колесо 32, уплотнительную манжету 9. На входе кожуха 18 установлена защитная сетка 10, которая является фильтром грубой очистки. Установка осевого колеса 32 перед рабочим колесом улучшает антика витационные свойства насоса ЭЦН-45, так как оно обеспечивает снижение относительной скорости движения жидкости на входе в рабочее колесо вследствие закрутки потока. Топливо через защитную проволочную сетку 10 поступает во входной канал насоса на осевое колесо, которое создает подпор перед колесом-крыльчаткой 8. На колесе-крыльчатке за счет центробежных сил в расширяющихся каналах, образованных лопатками крыльчатки, давление топлива повышается до 1 кГ/см2 при расходе 1 000 л/ч. С этим давлением топливо проходит по кольцевому каналу И в выходной патрубок с трубопроводом. Двигатель МГП-350
1 Кавитация — образование в жидкости местных областей, в которых происходит наделение (вскипание) парогазовых пузырьков-кавери с последующим их разрушением (в результате конденсации паров и смыкания пузырьков), сопровождающимся высокочастотными гидравлическими ударами с высоким забросом давления.
217
Рис. 7.6. Установка подкачивающего насоса
ЭЦН-45:
1 — замок; 2 — шайба; 3 — винт крепления крыльчатки: 4— крышка корпуса; 5 — отверстие дренажа и вентиляции; 6 — уплотнительные кольца; 7— дренажный канал; 8—колесо-крыльчатка; 9—уплотнительная манжета; 10 — защитная сетка; 11 — кольцевой канал; 12 — упорная шайба; 13 — крепежное кольцо; 14 — обратный клапан; 15 — трубопровод подвода топлива к сигиали штору давления; 16 — штуцер: 17 — выходной патрубок; 18 — кожух насоса; 19 — ко жух электродвигателя; 20 — подшипники якоря: 21 — якорь электродвигателя; 22 — коллектор; 23 — корпус электродвигателя; 24 — винт крепления полюсов; 25 — полюс: 26 — пакет желе.<«;
27 — обмотка; 28 — контровочный винт; 29 — канал для проводов; 30 — регулировочная шайба; 31 — шпонка; 32— осевое колесо (шнек); W — горловина; 34 — клеммная колодка; 35 — корпус
насоса охлаждается через вентиляционные и дренажные каналы. Топливо, просачивающееся сквозь уплотнение, отводится через дренажный канал центробежным отражателем. Циркулируемое топливо между кожухом электродвигателя и кожухом корпуса способствует охлаждению двигателя.
Питание электродвигателей подведено к клеммной колодке 34 на фланце кожуха. Питающие провода проходят через кессон-бак в дюралюминиевой трубке.
Основные технические данные иасоса ЭЦН-45
Мощность электродвигателя ....
Момент на валу .... ....
Скорость вращения вала. ....
Потребляемый ток.................
Производительность прн р=1 кГ/см2 Давление на выходе...............
350 вт
5,7 кГсм
6000 об/мин не более 24 а
2000 л!ч (рис. 7.7) не менее 0,37 кГ/см2
Насосы ЭЦН-45 пронумерованы номерами № 1 и 2- Отсчет ведется от продольной оси самолета. Насос № 1 питается от шины постоянного тока 27 в в ЦРП и от СТГ № 3, а насос № 2 —от ЦРП н СТГ № 1. Предохранители насосов на 30 а помещены в панели генераторов (для насоса № 1 — предохранитель МБД № 1, для насоса № 2 — предохранитель МБД № 2).
Перекачивающий насос ЭЦН-91. Центробежные насосы ЭЦН-91 (рис. 7-8) служат для перекачки топлива из кессон-баков в расходный отсек. Принцип работы насоса ЭЦН-91 не отличается от насоса ЭЦН-45, по ЭЦН-91 может работать со значительным падением давления на всасывании, т. е. в области кавитации на входе.
В каждом кессон-баке устанавливается по два насоса ЭЦН-91. Они размещаются в литых кожухах, закрепленных в верхней панели крыла. 218
Этим повышается надежность системы. В случае отказа одного насоса второй насос обеспечивает достаточную производительность подачи топлива в расходный отсек. Насосы устанавливаются через люк в верхней панели и фиксируются с помощью траверсных прижимов. Электродвигатель в полости кожуха герметизи-
Рис. 7.7. Наземные характеристики насоса ЭЦН-45 РУетСЯ тремя рядами уплот-на топливе Т-2 при 1=20°±10°С; Ц=27 в нений.
Нижний обрез кожуха насоса находится в самой нижней точке кессон-бака, поэтому крыльчатка насоса постоянно находится в топливе. Топливо от осевого колеса насоса поступает под напором в рабочее колесо-крыльчатку, затем в расширяющийся спиральный канал в корпусе насоса и через обратные клапана в корпусе кожуха выходит в трубопровод, ведущий к мембранному узлу клапана перекачки (см. рис. 7.4) в расходном отсеке- Топливо поступает в расходный отсек до срабатывания поплавкового клапана, который закрывает мембранный узел. Мембранные узлы установлены только на трубопроводах I и III очередей. Для предотвращения возврата топлива из трубопроводов в колодцах насосов ЭЦН-91 установлены обратные клапаны. Электропровода питания к электродвигателям подводятся по трубкам к клеммам, располо
женным внутри кожуха насосов.
Для совмещения выходного отверстия насоса ЭЦН-91 с входным отверстием трубопровода в корпусе кожуха на верхнем торце насоса ЭЦН-91 наносится широкая желтая линия, которая при установке
Рис. 7.8. Перекачивающий насос ЭЦН-91:
1 — уплотнительные . кольца: 2 — рабочее колесо-крыльчатка; 3 — регулировочные шайбы; 4—крышка насоса; 5 — гайка; 6 — штуцер дренажа и вентиляции; 7 — дренажный канал; 8 — манжета; 9 — вал электродвигателя; 10 — колодец насосов;
11 — корпус электродвигателя; 12— дренажные каналы; 13—выступ упора; 14 — поворотная траверса; 15 — винт крепления;
16 — трубопровод электропроводки; 17 — болт крепления обратного клапана; 18 — корпус обратного клапана; 19 — выходной патрубок; 20 — тарелка клапана; 21 — трубопровод подвода топлива к СДУ2-018: 22 — дренажная полость; 23 — установоч ный штифт; 24 — топливная магистраль; 25—шпоика; 25—осевое колесо (шиек);
27 — входная горловина
219
насоса обязательно совмещается с линиями на выступе колодца кожуха. Доступ к насосу ЭЦН-91 закрыт литой крышкой с резиновым уплотнением, закрепленной быстродействующими замками.
Управление перекачивающими насосами осуществляется автоматически с помощью системы автоматического расхода топлива СЭТС-470А Предусмотрено также ручное управление насосами соответствующей очереди расхода выключателями ВГ-15К и 2ВГ-15К, расположенными на верхнем электрощитке пилотов.
Основные технические данные насоса ЭЦН-91
Мощность электрического двигателя . , 100 вт
Момент на валу . . ........ ... 1,4 кГсм
Скорость вращения . .... ..... 7000 об!мин
Потребляемый ток............................ не более 8 а
Производительность (прн р=0,4 кГцм2) . . 3600 л/ч (рис. 7. 9)
Давление на выходе............................ не менее 0.3 кГ1см2
Перекачивающие насосы в кессон-баках пронумерованы в такой последовательности: № 3 и № 4 — в кессон-баке № 3 (I очередь), № 5 и № 6 — в кессон-баке № 1 (ПА и ПБ очереди), №7 и № 8 —в кессон-баке № 2 (III очередь). Отсчет ведется от продольной оси самолета.
Топливный фильтр (рис. 7-10) предназначен для фильтрации топлива, поступающего в насос-регулятор двигателя из кессон-баков. Установлен фильтр в питающей магистрали за топливно-масляным радиатором.
Рис. 7.9. Наземные характеристики насоса ЭЦН-91 на топливе Т-1 при / = 20°±10°С; U=27 в
Рнс. 7.10. Топливный фильтр:
/ — входной патрубок; 2 — фильтрующий пакет ; J — сердечник; 4 — гайка; 5 — перепускной клапан; 6 — корпус; 7 — крышка фильтра;
8 — затяжной винт; 9 — траверса
Фильтр состоит из двух фильтрующих пакетов 2, заключенных в корпус из алюминиевого сплава, которые в свою очередь набраны из фильтрующих элементов, насаженных на сердечник 3 и стянутых гайкой 4. Пакет смонтирован на крышке 7 корпуса так, что при установке крышки на место и затяжке ее винтом 8 через траверсу 9 пакет со своим сердечником прижимается пружиной к гнезду в корпусе.
На случай засорения фильтрующих пакетов в корпусе фильтра предусмотрен перепускной клапан 5, который при перепаде давления выше 0,4 кГ/см2 открывается и перепускает топливо в выходной патрубок, минуя фильтрующие пакеты. Корпус фильтра смонтирован в пилоне гондо 220
Основные технические данные фильтра
Размер фильтрующей сетки........ 20—25 мк
Площадь фильтрующей поверхности . . . . 4000 см-
Испытательное давление корпуса . . 10 кГ/см2
Тарировочное давление перепускного клапана 0.4-о,05 кГ/см2
лы двигателя. Для подхода к нему имеется люк в пилоне, закрытый крышкой с быстродействующими замками.
Сигнализаторы давления типа СДУ предназначены для контроля работы насосов ЭЦН-45 и ЭЦН-91
Рис. 7.11. Сигнализатор давления типа СДУ:
1 — штуцер входа топлива:
2 — штепсельный разъем;
3 — клрпус: 4 - заглушк?
5 — штуцер «Атмосфера»
Сигнализатор давления (рис. 7.11) представляет собой электрогнд-равлическое реле, чувствительным элементом которого является мембранная коробка. Принцип действия сигнализатора основан на функциональной зависимости между изменяющимся давлением в системе и упругими деформациями чувствительного элемента При изменении дав ления топлива мембранная коробка деформируется и через шток действует на микровыключатель, вмонтированный в общий корпус сигнализатора.
Работа подкачивающих насосов ЭЦН-45 и № 1 и № 2, размещенных в расходном отсеке, контролируется сигнализаторами СДУ2А-0.3, установленными на лонжероне № 1 у нервюры № 3 крыла. Доступ к ним осуществляется через верхние люки в носке крыла.
При включении насосов ЭЦН-45 и создании давления 0,3 кГ1см2 срабатывает микровыключатель'и замыкает электрическую цепь сигнальных ламп СЛМ-61 «Расход, бак 1 и 2» с зеленым светофильтром на верхнем электрощитке пилотов (см- рис. 7.30).
Работа перекачивающих насосов ЭЦН-91 № 3, 4, 5, 6, 7 и 8 контролируется сигнализаторами СДУ2-0.18, которые аналогичны СДУ2А-0.3, но отличаются давлением срабатывания Когда давление за насосом ЭЦН-91 превышает 0,18 кГ)см-, сигнализатор замыкает цепь лампы СЛМ-61 с зеленым светофильтром на верхнем электрощитке пилотов. Если происходит падение топлива за насосом, сигнализатор СДУ2-0Д8 разрывает электрическую цепь сигнализации лампы и цепь питания насоса ЭЦН-91 (при ручном управлении цепь питания насоса необходимо отключать вручную). Каждый насос ЭЦН-91 имеет свой сигнализатор СДУ2-0Д8 и сигнальную лампу, пронумерованную на щитке номером насоса и очереди выработки топлива. Порядок расположения ламп со ответствует порядку расположения групп очередности выработки топлива в отсеках крыла.
На лонжероне № 1 крыла у сигнализатора СДУ2А-0,3 контроля работы насосов ЭЦН-45 (см. рис. 7.4) установлен сигнализатор СДУ2-0Д8 (4). Этот сигнализатор отключает перекачивающие насосы ЭЦН-91 I и III очередей при переполнении топливом кессон-бака № 1 и повышении давления в нем вследствие неисправности клапанов перекачки Сигнали заторы насосов ЭЦН-91 № 3 и 4, 7 и 8 расположены на лонжероне № 1 крыла у нервюр № 15, 17 и 22. Для подхода к ним имеются лючки в
221
носке крыла. Сигнализаторы давления СДУ2А-0Д8 насосов ЭЦН-91 № 5 и 6 установлены на верхней панели крыла и закрыты съемным верхним обтекателем гондолы шасси. В нем имеется люк для доступа к сигнализаторам-
Питаются сигнализаторы давления от шины аккумулятора через АЗС-2 на левой панели АЗС.
Основные данные сигнализатора давления СДУ2А=0,3
Рабочее давление в системе.............................. до 2 кПсм2
Давление срабатывания сигнализатора..................... 0,3 »
Погрешность срабатывания сигнализатора . .......... ±5% от давления
срабатывания
Величина перегрузочного давления........................ 4,8 кГ/см2
Динамическая камера сигнализатора герметична при давлении ...........................•........................ 4,8 »
Основные данные сигнализатора давления СДУ2А-0.18 такие же, как и СДУ2А-0.3, только давление срабатывания равно 0,18 кГ/см2.
Топливные перекрывные краны 768 600М. В магистралях топливной системы установлены три крана 768 600М. Два пожарных крана 768600М предназначены для перекрытия подачи топлива к двигателям в аварийных случаях и на стоянке, а третий (кран кольцевания 768600М) является краном перекрестного питания. Первые два крана установлены в нижних частях воздухозаборников гондолы двигателей. Для подхода к ним имеются эксплуатационные люки- Третий кран размещен в нижней части фюзеляжа за центропланом. Для подхода к нему имеется люк с легкосъемной крышкой.
Перекрывной кран 768 600М (рис. 7.12) работает по принципу обыкновенной заслонки, имеющей два рабочих положения «Открыт» и «Закрыт». Приводом заслонки является электродвигатель ЭПВ-150М, который, вращая вал 5, поворачивает посаженный на шлицевый вал поводок
6 с заслонкой 8, открывая или перекрывая отверстие во фланце корпуса. В закрытом положении заслонка уплотнена резиновым кольцом 9, что исключает утечку топлива при рабочем давлении в трубопроводе. Крепится кран к трубопроводу четырьмя шпильками.
Управление кранами осуществляется переключателями ППГ-15Кс предохранительными колпачками, размещенными на верхнем электро-щитке пилотов. Переключатели и колпачки имеют два рабочих положения — «Открыт» и «Закрыт». В нормальных условиях работы оба пожарных крана открыты, кран перекрестного питания — закрыт. При достижении заслонкой крайних положений электромеханизм автоматически отключается концевыми выключателями, вмонтированными в механизме, при этом замыкается электроцепь сигнализации. В положении «Открыт» горит лампа СЛМ-61 с зеленым светофильтром, в положении «Закрыт» лампа гаснет. Открытое положение крапа перекрестного питания сигнализируется
Рис. 7.12. Топливный перекрывной кран 768600М-
1 — шпильки; 2 — электродвигатель; 3 — корпус; 4— крышка; 5 — шлицевый вал; 6 — поводок; 7 — игольчатый подшипник; 8 — заслонка; 9. 10, 1! — уплотнительные кольца
222
лампой СЛМ-61 с красным светофильтром. Лампы расположены над соответствующими переключателями кранов.
Цепи электроуправления подключены к шине питания приборов от аккумуляторов при обеспеченной сети и защищены автоматами защиты АЗС-5, расположенными на левой панели АЗС.
Для подхода к кранам имеются люки, закрытые крышками на винтах.
Основные технические данные крана 768600 М
Время закрытия.................... ................ не более 3 сек
Рабочее давление при закрытом кране................ до 8 кГ/см2
« » » срабатывании.................... до 4 »
Напряжение питания электромеханнзма................ 27±'2,7 в
Утечка топлива вследствие негерметичности крана . не допускается
Температура рабочей и окружающей среды............. от —60°С до
+80°С
Сливной кран № 606 200 (рис. 7.13) служит для слива топлива из топливной системы с помощью насосов ЭЦН-45. Кран 8 (см. рис. 7.2) установлен на питающем трубопроводе каждого двигателя в зоне цент-
Рис. 7.13. Сливной кран 606200 Рис. 7.14. Клапан слива топлива
J—входной штуцер с седлом; 2—шайба; .7— / — корпус с седлом; 2 — пружина; 3-
клапан; 4 — корпус с патрубком; 5 — винт; клапан; 4 — уплотнение
6 — трещотка; 7 — пружина; 8 — рукоятка
роплана у шпангоута № 33 и крепится на трубопроводе посредством резьбового соединения. Для подхода к кранам на обшивке надстройки посадочного щитка имеются лючки с легкосъемными крышками. Открывается кран вращением ручки крана, снабженной трещоткой и пружиной. Для этого необходимо предварительно оттянуть ручку, прижатую пружиной, вывести из зацепления зубья трещотки и лишь после этого можно ее вращать. Трещотка предотвращает самопроизвольное открытие крана. Его герметичность обеспечивается установкой резиновой шайбы.
Основные технические данные крана № 606200
Рабочее давление................ до 2 кГ/см2
Диаметр проходного отверстия . 30 мм
Сливной кран № 600 400М — клапанного типа, помещен на топливном фильтре и крепится на нем посредством резьбового соединения Открывается кран нажатием рукоятки. В закрытом положении рукоятка удерживается пружиной.
Основные технические данные крана № 500400М
Рабочее давление....................... до 4 кГ!см2
Диаметр проходных отверстий ...... 8 мм
Клапан слива топлива. В топливной системе имеется восемь клапанов (рис. 7.14), предназначенных для слива топлива из кессон-баков самотеком Клапаны расположены в нижних точках каждого кессон-бакаи крепятся к нижней панели кессона. Топливо сливается с помощью наконечников сливного шланга, закрепленного за выступы клапана. При
223
1 — корпус; 2—пружина; 3 — рычаг; 4— тарелка клапана с резиновой шайбой; 5— патрубок; 6 — резиновое кольцо
Рис. 7.16. Клапан перелива топлива:
1 — болт; 2 — уплотнительное кольцо; 3 — тарел ка клапана с резиновой шайбой; 4 — корпус
этом подвижная часть клапана перемещается вверх штырем наконечника сливного шланга и открывает выход топливу.
Обратные клапаны насосов ЭЦН-45 (см. рис. 7.4) и ЭЦН-91 (см. рис. 7.5) исключают перетекание топлива из трубопровода в бак при отказе насосов.
Обратный клапан насоса ЭЦН-45 установлен на выходном патрубке кожуха насоса. Клапан—тарельчатого типа (рис. 7.15). Тарелка клапана закреплена в верхней части шарнирно и уплотнена резиновой шайбой. В закрытом положении клапан удерживается собственным весом и пружиной 2. Заменяют клапан через технологический люк расходного отсека.
Обратный клапан насоса ЭЦН-91 установлен в выходном канале кожуха. Конструкция клапана насосов ЭЦН-91 такая же, как и клапана насоса ЭЦН-45, только плоскость тарелки размещена горизонтально. Заменяют клапаны насосов ЭЦН-91 через колодцы в кессон-баках крыла.
Клапаны перелива топлива (рис. 7.16). Через эти клапаны топливо из основной емкости кессон-бака № 1 может поступать в расходный отсек самотеком. В каждом расходном отсеке установлены три клапана (см. рис. 7.4): два — со стороны центроплана и один — со стороны консоли крыла. Клапан — тарельчатого типа. Тарелка клапана прижимается к седлу под действием собственного веса и столба топлива в отсеке. Крепится клапан к стенке расходного отсека болтами. Подход к нему осуществляется через технологический люк расходного отсека. Тарелка клапана открывается внутрь отсека и таким образом при эволюциях самолета отсек постоянно заполнен топливом-
Температурно-разгрузочные клапаны (рис. 7.17) установлены на участках между пожарными кранами 768600М и насосами-регуляторами НР-30, пожарными кранами и обратными клапанами насосов ЭПН-45 (см. рис. 7.1) и в клапанах перекачки (см. рис. 7.4). Клапаны—пружинного типа, служат для предохранения трубопровода питающей магистрали насоса-регулятора НР-30 от избыточного давления. Возникновение избыточного давления возможно вследствие температурного расширения топлива при неработающей топливной системе и закрытом пожарном кране 768600М. Клапаны оттарированы на избыточное давление 1,4— 1,65 кГ1см2. При достижении давления топлива внутри трубопровода до указанных величин подвижной клапан 4 (см. рис. 7.17) перемещается и топливо перепускается через обводную трубку мимо крана 768600М в магистраль трубопровода от насосов ЭЦН-45-
Крепление клапанов в обводных трубках выполнено с помощью резьбового соединения. Подход к клапанам возможен через монтажные люки подхода к крану 768600М и люк в расходном отсеке 224
шва:
- тарел эрпус
ЮЧНИ-
(см. ри от-
рубке апана 1ЙбОЙ. эм и дного ю ко-апана 1ЛЬНО. баках
IBO из отсек i (см. нсоли тся к Кре осу-а кла-само
j на эрами IH-45 инно-грали ie из-рения арном 1,4— да до [ается DOM в
ОЩЬЮ i/кные тсеке
Рис. 717. Температурно-разгрузочные клапаны: 1 — крышка со штуцером; 2 — уплотнительное кольцо; 3— пружина; 4 — клапан с прокладкой;
5 — корпус
Температурно-разгрузочный клапан 7 (см. рис. 7.4) установлен на участке между обратными клапанами насосов ЭЦН-91 и клапаном перекачки- Клапан установлен в магистрали, связывающей поплавковый и мембранный узел клапана перекачки топлива из кессон-баков № 2 и 3, и прикреплен к корпусу поплавкового узла. Пружина, работающая на отжиме, оттарирована на избыточное давление 1,2—1,5 кПсм2.
Клапан перекачки топлива. В каждом расходном отсеке установлено по два клапана перекачки, которые ограничивают уровень топлива, в кессон-баке № 1 при подаче его из кессон-баков № 2 и 3. Клапан состоит из двух узлов — мембранного и поплавкового (рис. 7-18).
Мембранный узел клапана расположен внутри расходного отсека и состоит из мембраны 5 с крышкой 3 и пружиной 4. В крышке имеется отверстие-жиклер 2, через который топливо поступает в трубопровод 12, соединяющий надмембранную полость с поплавковым узлом. Поплавковый узел установлен (см. рис. 7-4) на стенке расходного отсека кессон-
Мембранный
Ю ЛоРлоВеоВый узел
Рис 7.18. Клапан перекачки:
1 — корпус с патрубком; 2 — жик лер; 3 — крышка мембраны* 4 — пружина; 5 — мембрана; 6 — температурно-разгрузочный клапан, 7 — корпус; 8 — поплавок; 9 — кожух;
10 — клапан 11 — уплотнительное кольцо; /2 — трубопровод
8—3030
Рис. 7.19. Заливная горловина:
1 — клапан; 2 — пружина; 3 — корпус; 4 — шарик;
5 — кнопка: 6 — пробка; 7 — трубка
бака № 1 и закреплен двумя болтами со стороны отсека. Он состоит из поплавка 8 и клапана 10 (см- рис. 7.18).
Клапан перекачки работает следующим образом. Топливо от насосов ЭЦН-91 поступает по трубопроводу в корпус 1 к мембранному узлу. Мембрана 5 под давлением топлива приподнимается и перепускает топливо в расходный отсек. Одновременно топливо проходит через жиклер 2 в надмембранную полость и далее по трубке сливается через клапан 10 поплавкового узла в
кессон-бак, если в нем уровень топлива ниже предельного. При достижении этого уровня поплавок 8, поднимаясь, перекрывает клапаном 10 слив топлива из надмембранной полости в кессон-бак. В результате в
трубке и надмембранной полости резко нарастает давление топлива-Этим давлением и усилием пружины мембрана преодолевает давление потока топлива, поступающего от насосов ЭЦН-91, опускается наседлои прекращает дальнейшую перекачку его в кессон-бак.
Заливная горловина (рис. 7.19) каждого кессон-бака состоит из корпуса и патрубка. При нажатии на кнопку 5 шарики 4 выходят из проточки в корпусе и пробка под действием пружины 2 выталкивается за обшивку. Чтобы закрыть горловину бака, необходимо одной рукой (пальцем) нажать на кнопку, а другой вставить пробку заподлицо с обшивкой. При отпускании кнопки шарики заходят в паз, запирая пробку. В открытом положении пробка удерживается цепочкой, закрепленной к корпусу- В нижней точке корпуса горловины имеется штуцер, соединенный с трубкой 7, выведенной за обшивку крыла. По трубке сливается
попавшая в горловину дождевая вода и излишек топлива.
Штуцер консервации топливной системы двигателя предназначен для подсоединения приспособления консервации топливной системы двигателя. Он установлен на питающем трубопроводе между фильтром топливной системы и насосом-регулятором НР-30.
ДРЕНАЖНАЯ СИСТЕМА
Дренажная система предназначена для сообщения внутренних полостей кессон-баков с атмосферой с целью поддержания внутри их давления, обеспечивающего надежное питание двигателей топливом, заправку топливом и его слив. Скоростной напор воздуха, поступающий в заборник, размещенный в корне крыла, обеспечивает повышенное давление в кессон-баках- Оно предотвращает создание отрицательного давления в кессон-баках во время изменения высоты полета, уменьшает испарение топлива и повышает высотность топливной системы. При заправке кессон-баков топливом под давлением дренажная система обеспечивает свободный выход из них воздуха, предотвращая деформацию крыла.
Дренажная система самолета Ту-134 — открытого типа. Она обеспечивает раздельное сообщение кессон-баков левой и правой половин крыла с атмосферой при различных положениях самолета. Дренажная система кессон-баков каждой половины крыла (рис. 7-20) состоит из дюралюминиевых труб различных сечений, расположенных по размаху кры-226
двумя отсека, а 8 и 8).
зботает опливо зтупает ус 1 к мбрана за при-зускает отсек.
прохо-адмем-зее ,по зз кла-/зла в >стиже-ном 10 ?ате в эплива-.вление седло и
из кор-из про-зтся за (паль-обшив-зробку. иной к 'динен-звается
зен для двига-
>м топ-
Рис.
1 — дренажные бачки;
7.20 Дренажная система топливных кессон-баков:
2 — заборники атмосферного воздуха; 3 — трубопровод; 4, 5, 6 — трубопро воды дренажа кессон-баков № 1, 2 и 3
ла, с вводом их в каждый кессон-бак. Заканчивается она петлей между шпангоутами № 27 и 28 фюзеляжа. В верхней части петли установлен бачок 1 емкостью 3,5 л, к которому подходит трубопровод от заборника 2, расположенного в носке зализа крыла. Петля и бачок предотвращают выброс топлива через заборник и перетекание его из одного кессон-бака в другой при различных положениях самолета. Труба, соединяющая кессон-бак № 3 с бачком, проходит по переднему лонжерону крыла и внутри кессон-бака № 2- На участке от бачка до нервюры № 9 крыла труба имеет диаметр 32X30 мм, далее она имеет диаметр 27X25 мм. Соединение труб между собой осуществляется резино-металлическими соединениями
< поло-давле-заправ-й в за-давле-давле-т испа-щправ-еспечи-ю кры-
обеспе-ш кры-ая сис-дюра-у кры-
СИСТЕМА ЗАПРАВКИ САМОЛЕТА ТОПЛИВОМ ПОД ДАВЛЕНИЕМ (ЦЕНТРАЛИЗОВАННАЯ ЗАПРАВКА]
Заправка кессон-баков левой и правой половин крыла производится через одну горловину — приемник топлива 5 (рис. 7.21), расположенную на переднем лонжероне правой половины крыла. Применение заправки топлива под давлением имеет следующие эксплуатационные преимущества перед открытой заправкой:
1) время заправки сокращается до 18 — 20 мин при производительности Q = 1 200 л!мин и давлении р=4,5 кГ/см2, что очень важно для самолетов с большими емкостями кессон-баков;
2) сокращается обслуживающий персонал;
3) исключается возможность попадания в баки влаги, посторонних предметов и пыли;
4) можно заправлять самолет от заправочных колонок без использования топливозаправщиков;
5) исключается возможность пролива топлива;
6) улучшаются условия пожарной безопасности, поскольку у приемных устройств исключено скопление взрывоопасных паров;
7) нет необходимости использовать дополнительное наземное оборудование (стремянки, лестницы и т. д.);
8) обеспечивается охрана труда, нет необходимости подниматься на крыло самолета.
8* 227
Рис. 7.21. Система централизованной заправки топливом:
/ — трубопроводы; 2— заправочные электромагнитные клапаны кессон-баков; 3 — трубопровод к поплавковому клапану; 4 — поплавковые клапаны; 5 — заправочная горловина — приемник топлива
Наряду с этими преимуществами этот способ заправки имеет и недостатки:
1) усложняется оборудование топливной системы и увеличивается вес конструкции;
2) увеличивается возможность отказа топливной системы, так как больше агрегатов;
3) невозможно заправить кессон-баки под пробку (самолет оказывается недозаправленным на 250—300 кГ).
Заправочная горловина системы имеет общий электромагнитный кран (магистральный клапан), перекрывающий подачу топлива во все кессон-баки. От горловины топливо подается по трубопроводам Д которые входят в кессон-баки. В заправочной линии каждого кессон-бака предусмотрен заправочный электромагнитный 2 и поплавковый 4 клапаны.
В систему заправки входят блоки заправки БАС-52А-63, датчики заправки Д31-2; Д31-7 и переключатель вариантов заправки ПГ-ЗА из комплекта топливомера СЭТС-470А. Система обеспечивает три варианта заправки: полную «П», среднюю «С» и минимальную «М». Управление системой заправки топливом сводится к ручному открытию и автоматическому закрытию заправочных клапанов с включением световой сигнализации открытого положения этих клапанов. Система включается переключателем 8 2В-200К (рис. 7.22) на щитке заправки топливом. При этом выключатели правого и левого топливомеров устанавливаются в положение «Включено», так как питание системы заправки сблокировано с включением топливомеров.
Заправочные клапаны кессон-баков открываются вручную выключателями на щитке заправки топлива, а закрываются автоматически сигналами с блоков заправки или вручную. Открытое положение заправочных клапанов сигнализируется лампами СЛМ-61 с зеленым светофильтром—по одной на каждый клапан. Система заправки обеспечивает подачу топлива одновременно в каждый кессон-бак или раздельно при любом из трех заданных вариантов.
Вариант заправки устанавливается переключателем ПГ-ЗА (6), расположенным на щитке заправки топлива.
228
При варианте полной заправки топливной системы заполняются топливом все кессон-баки — 13 200 кГ, при средней п минимальной — кессон-баки № 1 и 2 заполняются не полностью — 10 000 и 7 200 кГ соответственно, а кессон-бак №3 остается пустым.
Горловина, приемник топлива и общий заправочный клапан (общий кран) системы централизованной заправки топливом под давлением (рис. 7.23) объединены в один агрегат. В нижней части корпуса горловины размещен обратный клапан, который герметично закрывает горловину, а в верхней части — общий заправочный клапан, обратный клапан и заглушки. Присоединительный фланец заправочной горловины выполнен по норме 208АТ, соответствующей международной.
Общий заправочный клапан (кран) состоит из поршня 8 с жиклером 9, перепускного клапана 7, пружин и электромагнита 5.
Перед заправкой самолета топливом крышка 14 снимается и штуцер топливозаправщика присоединяется к горловине, входя в выступы фланца горловины. Одновременно толкатель шланга топливозаправщика отжимает обратный клапан и соединяет внутреннюю полость горловины со шлангом заправщика.
Заправочный клапан открывается следующим образом. При включении выключателя «Общий кран» на щитке централизованной заправки срабатывает электромагнит, который открывает перепускной клапан 7. Топливо, поступающее под давлением, отжимает поршень 8 и проходит в магистральный топливопровод. Одновременно топливо через жиклер 9 поступает во внутреннюю полость поршня, из которой по каналу 4 в корпусе горловины сливается в топливопровод. Общий заправочный клапан закрывается вручную выключателем «Общий кран» или автоматически по сигналу датчика заправки ДЗ-1 в любом из кессон-баков.
Рис. 7.22. Щиток заправки топливом:
1 — выключатели заправочных клапанов; 2— лампы сигнализации открытого положения заправочных клапанов; 3 — лампа сигнализации открытого положения общего клапана заправки; 4 — выключатель общего крана; 5 — щнток, 6 —переключатель вариантов заправки; 7 — лампа сигнализации включения системы заправки; 8 — переклю чатель включения системы заправки
Рис. 7.23. Горловина централизованной заправки:
1 — корпус; 2 — обратный клапан; 3 — выходные патрубки; 4 — канал; 5 — электромагнит; 6 — штск электромагнита; 7 — перепускной клапан; 8— поршень; 9 — жиклер; 10 — заглушка; 11 —пружина; 12 — обратный клапан; 13 — фланец; 14 — крышка
229
Через горловину возможен отсос топлива из кессон-баков при переключении насосов на топливозаправщике на режиме отсоса. Топливо при этом отсасывается через верхний обратный клапан.
Электропитание к электрокрану заправочной горловины подводится от РК на шпангоуте № 15 через предохранитель на 5 а, выключатель
Рис. 7.24. Заправочный клапан кессонбака:
/ — входной патрубок; 2—игла
3 — жиклер: 4 — поршень; 5 — пружина; 6—перепускной клапан;
7 — шток электромагнита: 8 — резиновое уплотнение; 9 — электромагнит; 10 — выходной патрубок; 11 — трубопровод к поплавковому клапану; 12 — поплавок; 13 — золот никовый клапан
Рис. 7.25. Установка датчика топливо-мера, датчика заправки и поплавкового клапана:
1 — корпус коробки датчиков; 2 — съемная крышка для подхода к поплавковому клапану; 3 — труба подвода электропроводки к датчикам; 4 — пробка для проверки срабатывания поплавка;
5 — съемная крышка; 6 — трубка слнва конденсата из коробки; 7 — датчик топливомера; 8 — кожух поплавкового клапана; 9— гнездо поплавкового клапана; 10 — датчик заправки
2В-200К включения системы заправки и выключатель ВГ-15 на щитке заправки топливом.
Демонтаж и монтаж горловины производится при снятом носке крыла.
Заправочный клапан (рис. 7.24) каждого кессон-бака предназначен для прекращения подачи топлива как вручную (при помощи выключателя на щитке заправки), так и автоматически от датчика заправки. Клапан состоит из поршня 4 с жиклером 3, иглы 2, перепускного клапана 6, электромагнита 9 и других деталей.
Клапан работает следующим образом. При включении выключателя ВГ-15 (см. рис. 7.22, поз. /) на электромагнит подается напряжение 27 в от РК на шпангоуте № 15 через предохранитель на 5 а и выключатель 2В-200К включения системы заправки. Электромагнит срабатывает и открывает перепускной клапан. Топливо, поступающее в трубопровод заправки под давлением, отжимает поршень и проходит в кессон-бак. Одновременно топливо через жиклер 3 (рис. 7.24) поступает во внутреннюю полость поршня, из которой по каналу в корпусе клапана 230
и трубопроводу 11, соединяющему клапан заправки с поплавковым клапаном, сливается в бак. При заполнении бака до определенного уровня по сигналу датчика заправки электромагнит обесточивается, клапан заправки закрывается, прекращая подачу топлива в кессон-бак. В случае отказа электромагнита или автоматики, обеспечивающей его выключение, заправочный клапан прекращает подачу топлива в кессон-бак с помощью поплавкового клапана. Поплавковый клапан при более высоком уровне топлива в баке отсекает слив топлива через трубопровод 11 в кессон-бак. В случае отказа электромагнита или автоматики, обеспечивающей его выключение, заправочный клапан прекращает подачу топлива в кессон-бак с помощью поплавкового клапана.
При этом внутри поршня клапана заправки давление топлива повышается, суммируется с усилием пружины и отжимает поршень в закрытое положение, в результате подача топлива в кессон-бак прекращается.
Поплавковый клапан (рис. 7.25) установлен в общей коробке с датчиками 10 заправки на верхней панели крыла. Конструкция и принцип его работы аналогичны ранее рассмотренным поплавковым устройствам.
Для демонтажа клапана необходимо снять крышку 5 лючка датчика заправки, внутреннюю крышку, а затем и сам клапан (при этом необходимо следить, чтобы в кессон-бак не попадали посторонние предметы) .
При полной заправке выдачу сигналов на закрытие заправочных клапанов обеспечивают датчики заправки Д31-7 (44) (рис. 7.26) кессон-баков № 1 и 2. Этот сигнал образуется при достижении уровня топлива 75 мм от фланца датчика. Закрытие заправочного клапана кессон-бака № 3 осуществляет датчик Д31-2 при достижении уровня топлива 55 мм от фланца датчика.
При средней заправке кессон-бак № 2 заполняется до уровня срабатывания сигнализатора Д31-7 — 75 мм от фланца, а кессон-бак № 1 до уровня срабатывания сигнализатора датчика топливомера № 1 —200 мм от фланца датчика. ,
При минимальной заправке кессон-бак № 2 заправляется до уровня срабатывания сигнализатора Д31-7 —75 мм от фланца, кессон-бак № 1 до уровня срабатывания сигнализатора датчика топливомера № 1 — 370 мм от фланца датчика.
Кессон-бак № 3 в среднем и минимальном вариантах заправки топливом не заправляется.
Датчики заправки Д31-2 и Д31-7 имеют два сигнализатора уровня — нижний и верхний. У датчика Д31-2 нижний сигнализатор срабатывает при уровне топлива 55 мм от фланца датчика, а верхний—при уровне 20 мм от фланца датчика. У датчика Д31-7 нижний сигнализатор срабатывает при уровне топлива 75 мм от фланца датчика, а верхний — при уровне 40 мм от фланца датчика. Нижний сигнализатор уровня управляет закрытием кессонных клапанов, а верхний используется для закрытия общего (магистрального) клапана в случае переполнения топливом одного из кессон-баков (при отказе нижнего сигнализатора)- При этом сигнальные лампы на щитке заправки гаснут.
Таким образом, для предохранения кессон-баков от переполнения топливом в случае незакрытия заправочных клапанов в системе дополнительно предусмотрено автоматическое закрытие заправочных клапанов с помощью поплавковых клапанов и автоматическое прекращение подачи топлива в систему, которое осуществляется закрытием общего (магистрального) клапана по сигналу верхнего уровня сигнализатора датчика заправки.
Для контроля за заправкой на приборной доске правого пилота установлена лампа СЛМ-61 с красным светофильтром и с трафаретом «Идет заправка», которая загорается при включении выключателя 2В-200К на щитке заправки.
231
Рис. 7.26. Принципиальная электросхема управления топливной системой левых / — сигнализаторы давления СДУ2-0,18 отключения перекачивающих насосов № 3, 4, 7 п S и 4 (I очередь); 3—выключатель ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 5, 6 (III очередь); 5 — выключатель сигнализации работы топливных насосов АЗС-2; 6—контактор раторов); 7— реле ТКЕ52ПД блокировки переключения топливных насосов на стартер-ген ер аторы перекачивающими насосами шнны № 1 на шину № 2 (РК коммутации); 9 — контактор ТКД511ДТ контактор ТКД511ДТ переключения насосов № 2 и 6 на питание от аккумуляторной шины при ключення насосов №2 и 6 на аккумуляторную шину при запуске двигателей в воздухе УТД-52 топлнвомера; 14 — выключатель 2В-200К включения блока автоматики расхода топлива; 17 — блок измерения УТС-54Б-52 (левый) на шпангоутах № 16 н 17; 18— сигнализатор давления работы топливных насосов (зеленые); 20 — реле ТКЕ52ПД блокировки переключения топливных «Перекачка — Авт.—Ручн.»; 22 — реле ТКЕ56ПД переключеннч управления перекачивающими нуднтельного включения перекачивающих насосов № 3, 4. 7 и 8 (I и III очереди); 24— реле лйвного насоса № I; 26— выключатель ВГ-15К топливного насоса № 2; 27— контакторы ТКД201ДТ закторы ТКД501ДТ включения топливных насосов № 1 и 2 (РК силовая); 30— дистанционный 52 —лампы СЛМ-61 сигнализации очередности расхода топлива (желтые); 53—лампа СЛМ-61 ПГ-ЗА; 35 — лампа СЛМ-61 сигнализации включения заправки (зеленая); 36— лампа СЛМ-6’ клапанов заправки (зеленая); 38— электромагниты ЭМТ-803 клапанов заправки; 39 — выключатели заправке (РК первого техотсека); 41 — блок заправки БАС-52А-63: 42 — реле ТКЕ21ПД переключе-ТКЕ21ПД переключения датчика Д31-7 при заправке (РК первого отсека); 44 — датчики злправки щие насосы ЭЦН-91 № 5 и 6; 48— датчик заправки Д31-2; 49 — перекачивающие насосы ЭЦН-91
Питание системы заправки осуществляется: по постоянному току от РК на шпангоуте № 15 через предохранитель ИП-5; по переменному току от РК переменного тока ~ 115 в через предохранитель СП-1А (совместно с правым топливомером). При включении выключателей 15 и 39 заправки загораются сигнальные лампы 35, 36, 37 и включаются реле 42 и 43, которые своими контактами переключают верхние сигнализа-232
литера рд
'//7///Л^\
ПРП Шина чг аккумулятора
Панель АЗС леЗт
РК15шп
41
2А
Шина
/3 А
В правому коктоктору!^
К перекл. проб, топли-бомера
Пакепь АЗС Панель АЗС
прабая щииа по-500 РК-Ч156 левая
Шина t аккум
ШинаПЦ
22W
ИА вчередь
К6Ю2
ЦО очередь
Ч6№5
ПАШ Пб
Вкл Иочер
Сигнол остатке
2Ш*г
I 3н*
1720 кг
37 38 39
Чцгисз {МШ)
юлн
Ь5 4б 45
Кессон - баг-. N-1 ПА и Пб очереди
6с;кл
Показывающий прибор УТД-52
& из мем
Ккнопке запуска б Воздуха + кАПД(ш1-9,
лампам сигнал.
18
18(СДУ2А-0.18) (СДУ 28-0.3)
(?ИЮ.
блок измерения УГС-5^-52(лебый)
U-
кессон-баков:
(I и III очереди); 2 — выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 3 (НА очередь); 4— выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 7 и 8 ТКД511ДТ переключения насосов № 1 и 5 с бортсети на стартер-генератор № 3 (панель гене-при запуске двигателей (РК ЦРП); 8 — реле ТКЕ21ПД переключения питания цепи управления переключения насосов № 2 н 6 с бортсети на стартер-генератор № 1 (панель генераторов); 10— запуске двигателей в воздухе (панель распределения электроэнергии); 11— реле ТКЕ52ПД пере-(РК ЦРП); 12—выключатель 2В-200К включения топливомера; 13— показывающий прибор 15 — выключатель 2В200К включения системы заправки; 16 — переключатель ПГ-4 топливомеров; СДУ включения ламп сигнализации работы топливных насосов; 19 — лампы СЛМ-61 сигнализации насосов на стартер-генераторы при запуске двигателей (РК ЦРП); 21 — выключатель ВГ-15К насосами на автоматику и ручное управление (РК коммутации); 23— выключатель ВГ-15К при-ТКЕ52ПД управления перекачивающими насосами (РК силовая); 25 — выключатель ВГ-15К топ включения перекачивающих насосов (РК силовая); 28 — конденсаторы МБГО-2-160-4-П; 29 — кон переключатель ПД-52-9 топпнвомеров; 31 — блок автоматики расхода БАС-52А-62 (шп. № 26—27); сигнализации остатка топлива 2 400 кГ (табло опасных режимов); 34 — переключатель заправки сигнализации «Идет заправка топливом (красная); 37— лампа СЛМ-61 сигнализации открытия ВГ-15 клапанов заправки; 40— реле ТКЕ21ПД включения заправки кессон-баков 3 при полной ння датчика топливомера кессон-бака № I прн заправке (РК первого техотсека); 43— реле Д31-7; 45 — датчики топливомеров; 46 — топливные насосы ЭЦН-45 № 1 и 2; 47 — перекачиваю № 7 и 8; 50 — перекачивающие насосы ЭЦН-91 № 3 н 4
торы уровня датчика № 1 и датчика заправки Д31-7 кессон-бака № 1 с блоков автоматики расхода топлива на блоки заправки. По мере заполнения топливом кессон-баков до необходимого уровня поплавок датчика топливомера или датчика заправки выводит металлическое донышко из катушки сигнализатора. Происходит разбаланс соответствующего моста в блоке заправки. Минусовая цепь соответствующего клапана
233
разрывается, клапан закрывается и заправка прекращается. Одновременно гаснет соответствующая сигнальная лампа на щитке заправки. Когда все лампы на щитке погаснут, т. е. когда все кессон-баки заполнены топливом, выключают вручную все выключатели 39 кессонных клапанов заправки, общего (магистрального) клапана, выключатели 15 и 12 системы заправки и топливомеров.
При заправке, отличающейся от стандартных вариантов количеством заправляемого топлива, заправочные клапаны кессон-баков закрывают вручную выключателями на щитке заправки, контролируя наполнение кессон-баков по топливомеру и счетчику топливозаправщика.
Во всех случаях необходимо по показаниям топливомеров убеждаться в правильности заправки в соответствии с графиком очередности расхода и заправки топлива (рис. 7.27).
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РАСХОДА И ИЗМЕРЕНИЯ ТОПЛИВА СЭТС-470А
Измерение запаса топлива и его расхода осуществляется системой СЭТС-470А — суммирующим электронным топливомером.
Система выполняет следующие функции: измеряет запас топлива в каждом кессон-баке и суммарный его запас на каждый двигатель; автоматически управляет расходом топлива по заданной программе с целью сохранения центровки самолета; сигнализирует очередность расхода; сигнализирует о критическом остатке топлива (2400 кГ); автоматически управляет системой заправки топливом под давлением в вариантах полной, средней и минимальной заправки.
Измерение запаса топлива, автоматическое управление порядком его расходования и автоматические управления заправкой производятся по независимым друг от друга каналам. Допускаемая погрешность показаний топливомера в нормальных условиях составляет ±2% от но
Рис. 7 27. График очередности расхода и заправки топлива
минального значения шкалы показывающего прибора. Допустимые колебания питания по переменному и постоянному токам (115 в и 27 в) составляют ±10%. Элементы комплекта (блоки) СЭТС-470Л взаимосвязаны. Если необходимо, систему измерения можно подрегулировать.
В комплект топливо-мера СЭТС-470А входят: 22 емкостных датчика, два датчика заправки Д31-2, четыре датчика заправки Д31-7, один указатель УТД-52, два блока измерения УТС-54Б-52, два блока автоматики БАС-52А-62, два блока заправки БАС-52А-63, галетные переключатели централизованной заправки ПГ-ЗА и топливомеров ПГ-4, два дистанционных переключателя
234
ПД-52-9. В комплексе с аппаратурой СЭТС-470А работает аппаратура бортового электрооборудования: выключатели, контакторы и реле управления топливными насосами, аппаратура сигнализации и защиты электроцепей.
Датчики топливомера и заправки (см. рис. 7.26) установлены в кес-сон-баках правой и левой половины крыла. В кессон-баках № 1 и 2 установлено по три датчика топливомера и одному датчику заправки Д31-7, в кессон-баках № 3 — по четыре датчика топливомера и по одному датчику заправки Д31-2, в расходных отсеках — по одному датчику топливомера. Датчики № 1, 2, 3 топливомера кессон-бака № 1 и датчики № 3 кессон-баков № 2 и 3 конструктивно объединены с датчиками автоматики очередности расхода топлива. Типовая установка датчиков топливомера и заправки показана на рис. 7.25.
Показывающий прибор УТД-52 и галетный переключатель ПГ-4 установлены на приборной доске правого пилота, выключатели 2В-200К топливомеров — на электрощитке правого пилота. Блоки измерения УТС-54Б-52 размещены на буфете под этажеркой контейнеров. Блоки заправки БАС-52А-63, блоки автоматики БАС-52А-62 и дистанционный переключатель ПД-52-9 находятся в переднем техотсеке в районе шпангоутов № 26 и 27.
Принцип действия измерительной части топливомера СЭТС-470А. Принцип действия емкостного топливомера основан на преобразовании неэлектрического параметра меняющегося уровня топлива в электрический параметр — электроемкость. Осуществляется этот процесс с помощью трубчатых конденсаторных датчиков. Датчик состоит из набора трех коаксиально расположенных дюралюминиевых труб, вставленных друг в друга с зазором, колеблющимся от 1,5 до 6 мм, постоянство которою обеспечивается изоляционными вкладышами-проставками. Для получения большого значения электрической емкости (т- е. электрической емкости на единицу объема) устанавливают в датчик как можно большее количество трубок. Соединение труб выполнено таким образом, что они образуют две пластины конденсатора. Как известно, емкость конденсатора будет различной в зависимости от того, заполнен ли зазор между трубами топливом или воздухом1.
Измерение изменяющейся электрической емкости датчиков при изменении уровня топлива производится с помощью самоуравновешива-ющегося моста (рис- 7,28) переменного тока, одним плечом которого является емкость датчика Сх, другим—конденсатор Со. В диагональ моста CD включен усилитель УТС-54Б-52. При изменении уровня топлива в кессон-баках вследствие изменения емкости датчиков нарушается равновесие измерительного моста. Появившееся напряжение разбаланса (вследствие разности потенциала на диагонали CD) снимается с диагонали и через усилитель УТС-54Б-52 подается на электродвигатель ДИД-0,5ТА, который приводит в движение стрелку указателя УТД-52 и движок потенциометра R. Ротор двигателя, вращаясь, через редуктор перемещает ползунок потенциометра до тех пор, пока не наступит новое равновесие мостовой схемы, при котором напряжение разбаланса в диагонали CD не будет равно нулю. При этом стрелка прибора УТД-52 отклонится на величину, соответствующую изменившемуся количеству топлива.
При измерении суммарного запаса топлива в кессон-баках самолета принципиальная схема измерительного моста не меняется, а изменяется только величина емкости Сх, которая в данном случае равна сумме емкостей всех параллельно включенных датчиков кессон-баков половины крыла Со. Измерение запаса топлива в кессон-баках правого и
1 Коэффициенты диэлектрической проницаемости воздуха и топлива различны, а именно; топливо Т-1 — 2,04; топливо ТС 1 — 1,92; воздуха — 1,0 и очищенной воды — 82.
235
Рис 7 28 Принципиальная электрическая схема измерительного моста
левого полукрыла производится раздельно и независимо друг от друга. Блоки измерения УТС-54Б-52 (левый и правый) работают независимо друг от друга на сдвоенный прибор УТД-52, который объединяет в одном корпусе два самостоятельных прибора. Переключения вариантов замера (I, II, III очереди, сумма) производится галетным переключателем топливомера ПГ-4, общим для обоих блоков. Питание блоков измерения осуществляется по постоянному току от шины аккумулятора через АЗС-2 правой панели АЗС, а по переменному току — от шины ПО-500 с РК~ 115 в.
Принцип действия автоматической части СЭТС-470А. Автоматическая часть системы СЭТС-470А осуществляет с помощью датчиков-сиг нализаторов автоматическое управление расходом топлива по заданной программе и автоматическое управление заправкой Чувствительным элементом автоматики управления расходом топлива являются поплавковые индукционные сигнализаторы (поплавок и катушка), размещенные внутри емкостных датчиков измерения топлива. Сигнализаторы размещены в датчиках № 1, 2, 3 кессон-бака № 1 и датчиках № 3 кессон-баков № 2 и 3. Эти датчики отличаются от ранее рассмотренных размещением в них герметически запаянной катушки переменной индуктивности с разомкнутой магнитной цепью и поплавком с ферромагнитным сердечником (якорьком), замыкающим эту цепь. В принятой мостовой схеме (рис. 7.29) плечом переменной индуктивности AD является катушка сигнализатора L1, плечом постоянной индуктивности CD — катушка L2.
При изменении уровня топлива поплавок сигнализатора, опускаясь, ферритовым сердечником входит в поле катушки — магнитная цепь замыкается н изменяет потное индуктивное сопротивление катушки. Равновесие моста при этом нарушается и на выходе моста BD появляется напряжение разбаланса, которое подается на электронное реле переменного тока. Преобразованный н усиленный сигнал обеспечивает срабатывание реле Р, которое своими контактами замыкает цепи питания сигнальных ламп, реле и контакторов, управляющих работой перекачивающих насосов ЭЦН-91 соответствующей очереди- Очередность выработки топлива сигнализируется загоранием желтых ламп СЛМ-61, расположенных на панели управления верхнего электрощитка пилотов с трафаретом «Очередность расхода топлива I, ПА, ПБ, III» (рис. 7.30).
При включении блока автоматики БАС-52А-62 срабатывают реле 24 (см. рис. 7,26), которые включают контакторы 27 и перекачивающие насосы ЭЦН-91 (50) № 3 и 4, при этом загорается желтая сигнальная 236
лампа 32 I очереди. При выработке топлива I очереди до остатка 320 кГ срабатывает сигнализатор датчика № 3 в кессон-баке № 3 и выдает сигнал на включение топливных насосов № 5 и 6 кессон-бака № 1 ПА очереди. Дальнейшая выработка происходит в соответствии с отмеченными сигналами. В случае переполнения кессон-бака № 1 при автоматической перекачке топлива из I или III очередей блок автоматики по сигналу датчика заправки 44 кессон-бака № 1 (уровень 40 мм) обесточит реле 24 насосов № 3, 4, 7, 8 и подача топлива прекратится-При отказе датчика заправки срабатывает сигнализатор СДУ2-0.18 от повысившегося давления топлива в кессон-баке № 1, который разорвет цепи питания насосов № 3 и 4 или № 7 и 8.
Наряду с автоматическим управлением перекачивающими насосами в схеме предусмотрено ручное управление. Переход на ручное управление осуществляется посредством включения выключателя 2 с трафаретом «Перекачка — Автомат — Ручная» и реДе 22 расположенным в РК коммутации. Напряжение на выключатель 21 подается от шин № 1 и 2 левой панели АЗС через автоматы защиты АЗС-2. Для надежности работы системы управления обеспечивается автоматическое переключение питания с шины № 2 на шину № 1 с помощью реле 8, установленного также в РК коммутации. В случае обесточивания всей бортсети самолета управление перекачивающими насосами автоматически переходит в режим ручной перекачки.
Сигнализация работы топливных насосов осуществляется сигнальными лампами СЛЛ4-61 (19) с зеленым светофильтром, которые включаются сигнализаторами давления 18, установленными в топливных трубопроводах каждого насоса. Цепь сигнализации работы топливных насосов питается от аккумуляторной шины левой панели АЗС.
Для предотвращения чрезмерного повышения давления при ручном управлении перекачивающими насосами в кессон-баках № 1 установлены сигнализаторы СДУ2-0.18, которые включены в минусовую цепь управления перекачивающими насосами № 3, 4, 7 и 8. На случай выхода из строя сигнализаторов давления предусмотрено принудительное включение насосов выключателем ВГ-15К (23), который установлен на приборной доске второго пилота и в выключенном положении закрыт колпачком-
Рис. 7.30. Панель управления топливными насосами на верхнем электрощитке:
1 — выключатель 2В-200К включения топливомера СЭТС-470А; 2 — выключатель ВГ-15К топливного насоса ЭЦН-45 № 2; 3 — выключатель ВГ-15К топливного насоса ЭЦН-45; 4 — лампы сигнализации СЛМ-61 (зеленые) работы топливных насосов ЭЦН-45; 5 — лампы СЛМ-61 (зеленые) сигнализации работы топливных насосов ЭЦН-91; 6 — выключатель
ВГ-15К рода работы топливной системы; 7 — выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 3 и 4 (I очередь);
8 — лампы СЛМ-61 (желтая) сигнализации очередности расхода топлива; 9— выключатель ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 5 и 6 (II очередь);
10 — выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 7 и 8 (111 очередь)
237
Как упоминалось, все перекачивающие насосы ЭЦН-91 перекачивают топливо из своего -кессон-бака в расходный отсек, расположенный в кессон-баке № 1. Из расходного отсека топливо подается в соответствующий двигатель подкачивающими насосами ЭЦН-45 № 1 и № 2, управление которыми осуществляется вручную выключателями с трафаретом «Питание двигателей» на электрощитке летчиков (см. рис. 7.30).
Для повышения надежности работы топливной системы питание электродвигателей насосов № 1, 2, 5 и 6 левого и правого крыла дублировано. Нормально эти насосы питаются непосредственно от генераторов № 1 и 3. В случае отказа одного из стартер-генераторов соответствующие насосы с помощью контакторов 6 и 9 (рис 7.26) автоматически переключаются на нормальные шины ЦРП, которые находятся под напряжением остальных работающих стартер-генераторов и аккумуляторов. Дублированное питание насосов № 1, 2, 5 и 6 не действует в случае запуска двигателей на земле, так как минусовые цепи контакторов 6 и 9 автоматически разрываются контакторами реле 7 и 20. Этим предотвращается подача напряжения 48 в на обмотку электродвигателей насосов № 1, 2, 5 и 6- При запуске в воздухе и при обесточенной бортсети насосы № 2 и 6 автоматически подключаются к аварийной шине от аккумуляторов посредством контактора 10, который управляется реле И от кнопки запуска в воздухе. Реле 11 самоблокируется на период времени, пока один или несколько стартер-генераторов не подключатся к бортовой сети.
Насосы № 4 и 7 левой и правой половин крыла получают питание с шины питания от аккумуляторов и в случае выхода из строя основной сети автоматически переводятся на питание от аварийной сети. Насосы № 3 и 8 получают питание только от основной сети. В каждом кессон-баке работают одновременно два перекачивающих насоса и если по каким-то причинам откажет один насос, то работа другого насоса обеспечит нормальную подачу топлива в расходный отсек.
Контакторы 27 и 29 включения всех топливных насосов размещены в РК силовых, а контакторы переключения их питания — в ЦРП- Защита электродвигателей насосов осуществлена плавкими предохранителями, установленными в РК силовых, ЦРП и РК на шпангоуте № 15. Цепи управления топливными насосами № 5, 6, 4 и 7 защищены автоматами АЗС-2, подключенными к аккумуляторной шине левой панели АЗС, а цепи управления насосами № 3 и 8 автоматом АЗС-2, подключенным к шине № 1 левой панели АЗС.
Система контроля за расходом топлива. Система контроля за расходом топлива замеряет расход топлива на каждый двигатель с момента его запуска. Система состоит из двух комплектов расходомеров РТСВ-10-8. В каждый комплект расходомера, обслуживающий свой двигатель, входят: один датчик РТСВ-10, один показывающий прибор РТСВ-10-8 и один магнитный прерыватель ПМЗА.
Принцип действия расходомера основан на преобразовании скорости и плотности топлива, протекающего через датчик расходомера, в электрические сигналы, пропорциональные весу топлива.
Показывающий прибор РТСВ-10-8 выполнен в виде двух блоков: измерительного блока, предназначенного для измерения суммарного расхода топлива в весовых единицах (кГ)- блока питания и усилителя для питания схемы расходомера и усиления напряжения разбаланса, возникающего при изменении емкости датчика плотномеров. Шкала прибора отградуирована в килограммах. Максимальное значение шкалы— 8 000 кГ- На лицевой стороне размещены две кремальеры: одна (верхняя)—для установки сорта топлива, а другая (нижняя).— для установки количества топлива в килограммах. Перед полетом стрелка указателя расходомера каждого двигателя устанавливается на отметку шкалы, соответствующей общему запасу топлива на двигатель. По-238
Панель АЗС Понель АЗС
правая Правая
Рис- 7.31. Электросхема включения расходомеров РТСВ-10-8
называющие приборы установлены на средней приборной доске пилотов.
Датчик расходомера состоит из двух составных частей: датчика расхода топлива, предназначенного для измерения суммарного расхода топлива, чувствительным элементом которого является вращающаяся винтовая крыльчатка; датчика плотномера, измеряющего плотность топлива, его чувствительным элементом служит плоский конденсатор. Датчики расходомеров установлены в питающем топливопроводе и расположены в пилоне каждого двигателя
Магнитные прерыватели установлены в кабине экипажа по правому борту между шпангоутами № 4 и 5 на этажерке электрооборудования.
Питание расходомеров (рис. 7.31) осуществляется от сети переменного тока напряжением 115 в через предохранители СП-1А, расположенные в РК переменного тока (кабина штурмана, правый борт), и от сети постоянного тока раздельно через АЗС-2 «Расходомер», расположенного на правой панели АЗС, от шины № 1 и 2. Включаются расходомеры автоматами АЗС Потребляемая мощность по переменному току — не более 70 вт, по постоянному току—не более 10 вт.
Проверка, а также определение ошибок расходомеров производятся путем слива топлива в любом положении самолета (стояночном или горизонтального полета) согласно Руководству по технической эксплуатации самолета.
Таким образом, расходомер РТСВ-10-8 дублирует показания топливомера СЭТС-470А, и поскольку показания расходомера не зависят от положения и эволюций самолета, то он является более точным прибором, чем топливомер.
Проверка работоспособности автоматов расхода системы СЭТС-470А.
Для проверки работоспособности автоматов расхода необходимо:
1. Выключатель Перекачка — Автомат — Ручная» установить в положение «Автомат».
239
Сигнальные лампы очередей Этап работы——Ерс^ода и райрлш аВтоматоВ и насосм~ Лампы сигнализации работы топливных насосов Лампы сигнализации очередности расхода топлива
lovep.GKb) насосы fPJ.it Uo4ep.(1K6j насосы N9 5,6 Шочер.(2Кб) насосы №7,8 1очер Z/А очер Шочер. Шочер. Оститов 2400кГ
Расходуется топлиВо из I очереди (кессон-6а к №3) © (2) & (^) О
При остатке таплиВа 320 кГ ВI очереди Включается ЦА очередь 0 © Q) О
При остатке таплиВа ЗЗВОкГ 6а П очереди Выключается I очередь (2) (2) (2) (2) О
При остатке таплиВа 2260 к Г Во П очереди Включается Шочередь (2) © © О
При остатке таплиВа 200кГ В Ш очереди Включается лампа ЦБ очереди (2) © © о © © О
При остатке таплиВа 1720кГ Во ЦБ очереди Выключается Ш очередь (2) (2) О
При остатке таплиВа 1200 кГ Во ЦБ очереди Включается красная лампа „остаток 2600кГ" (2) © (2) о © © ©
Примечания. /. Все топлибо расходуется через расходный отсек, расположенный I кессон-Ваке № I.
2. Удельный Вес таплиВа -0,8 кГ/л.
J. Насосы N- 1 и 2 ВключаютстхЦручную.
Рис. 7.32. Таблица сигнализации работы автомата расхода топлива и топливных насосов
2. Включить подкачивающие насосы № 1 и 2 левого и правого двигателей.
3. Поочередно включить блоки автоматики расхода топлива (левый и правый) БАС-52А-62. Правильность работы автомата расхода определяется по загоранию сигнальных ламп в соответствии с заправкой, а именно: при полной заправке загорается желтая и зеленые лампы I очереди1, при средней заправке загораются желтые лампы I и ПА очереди и зеленые лампы II А, Б очередей; при минимальной заправке загораются лампы I, ПА и III очередей и зеленые II А, Б и III очередей. Если самолет не заправлен топливом, то загораются все желтые лампы очередности, зеленые II очереди и сигнальное табло «Остаток 2 400 кГ».
В промежуточных вариантах заправки самолета топливом сигнальные лампы должны гореть в соответствии с таблицей сигнализации работы автоматов расхода топлива и топливных насосов (рис. 7.32).
Управление расходом топлива в полете. Для сохранения центровки самолета в заданных пределах (26—38%) выработка топлива ведется автоматически или вручную в следующем порядке для каждого двигателя:
I очередь — кессон-бак № 3 полностью;
ПА очередь — кессон-бак № 1 до остатка 2 240 кГ;
III очередь — кессон-бак № 2 полностью;
ПБ очередь — кессон-бак № 1 полностью.
При остатке топлива 2 400 кГ на оба двигателя загорается сигнальная лампа в табло опасных режимов «Остаток топлива 2 400 кГ».
В случае неисправности автоматов расхода топливо необходимо вырабатывать при ручном управлении.
1- Если желтые лампы 8 (см. рис. 7.30) сигнализации очередности расхода топлива загораются от автоматов расхода, то перекачивающие насосы включать по загоранию этих ламп. Насосы выключать по погаса
1 При полной заправке иа первом этапе расхода подкачивающие иасосы I группы ие будут включаться до тех пор, пока уровень во II группе не снизится до уровня опускания верхнего сигнализатора этой группы, расположенного в датчике заправки Д31-7. 240
нию (миганию) зеленых ламп сигнализации работы топливных насосов.
2. Если желтые лампы сигнализации очередности расхода топлива не загораются от автоматов расхода, то перекачивающие насосы необходимо включать в такой последовательности:
выключатель «Перекачка» поставить в положение «Ручная»;
включить перекачивающие насосы I очереди (кессон-бак № 3);
при остатке топлива в I очереди (по топливомеру) примерно 300 кГ включить перекачивающие насосы II очереди (выключатель I очереди должен оставаться включенным);
при погасании (мигании) зеленых ламп сигнализации работы топливных насосов I очереди выключить насосы;
при остатке топлива во II очереди (по топливомеру) примерно 2 200 кГ на каждый двигатель включить переключающие насосы III очереди (выключатель II очереди должен оставаться включенным до конца полета);
при погасании (мигании) зеленых ламп сигнализации работы топливных насосов III очереди выключить насосы.
3. Если при переходе на ручное управление перекачивающие насосы I и III очередей не включаются (все зеленые лампы сигнализации их работы не загораются), то это значит, что электрические цепи датчиков СДУ2-0Д8, установленные в кессон-баках № 1, имеют обрывы. В этом случае необходимо: убедиться по топливомеру, что кессон-баки не переполнены; установить выключатель «Принудительная работа насосов» (под колпачком) в положение «Включено»1 переключатель ПГ-4 топливомера установить в положение «II»—II очередь; при этом внимательно следить за стрелками топливомеров и не допускать превышения количества топлива во II очереди:
при перекачке из I очереди — не более 4 000 кГ;
при перекачке из III очереди — не более 2 000 кГ.
В случае переполнения II очереди перекачивающие насосы необходимо периодически выключать.
Следует помнить, что при неисправности (негерметичности) клапанов перекачки I очереди при включенном выключателе «Принудительная работа насосов» на ручном управлении перекачивающими насосами может произойти деформация кессон-баков № 1, а при негерметичности клапанов перекачки III очереди нарушение центровки или образование крена.
4. В полете систематически контролировать работу всех насосов по сигнальным лампам:
насос включен — горит зеленая лампа;
насос выключен или нет топлива в кессон-баках — лампочка не горит.
5. Контроль и измерение топлива производить по указателю топливомеров установкой переключателя топливомеров в положения очередей «I», «II», «III» и «Сумма», а также по расходомеру. После каждой проверки топлива переключатель топливомеров устанавливать в положение расходуемой очереди.
6. В случае использования крана перекрестного питания для обеспечения равномерной выработки топлива из правых и левых кессон-баков периодически выключать и включать подкачивающие насосы ЭЦН-45 работающего двигателя с таким расчетом, чтобы при посадке разность количества топлива в правых и левых группах была не более 400 кГ.
Проверки и регулировки, необходимые после замены неисправных блоков системы СЭТС-470А. При замене блока измерения необходимо проверить и отрегулировать нулевое и максимальное положения стрелок показывающего прибора с помощью регулировочных потенциометров. Нулевые положения стрелок регулировать на незаправленном
241
топливом самолете, а максимальное положение стрелок — при полностью заправленных кессон-баках.
Перед проверкой самолет должен быть установлен в линию горизонтального полета на гидроподъемниках (а=+3°). Превышение реперной точки на шпангоуте № 15 над реперной точкой на шпангоуте № 55 при этом составляет 1 000±20 jhjk.
П роверка системы СЭТС-470А под током. Для определения работоспособности топливомеров необходимо.
1. Включить источники питания на бортсеть самолета.
2. Включить АЗС, выключатели топливомеров и автоматов расхода.
3. Выключатель «Перекачка — Автомат — Ручная» установить в положение «Ручная».
4. Нажатием кнопки на приборе УТД-52 убедиться в работоспособности системы по отклонению стрелок приборов к нулевой отметке шкалы1.
НЕКОТОРЫЕ УКАЗАНИЯ ПО ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ АГРЕГАТОВ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
При замене агрегатов топливной системы необходимо следить, чтобы в кессон-баки и трубопроводы не попадали посторонние предметы и грязь. После установки первого фильтрующего элемента топливного фильтра нужно удалить воздух через клапан стравливания на НР-30. Насосы ЭЦН-45 заменять после полного слива топлива, а насосы ЭЦН-91 — после значительного снижения уровня топлива. При установке насосов ЭЦН-91 следить за совмещением желтых полос на кожухе насосов и корпусах колодцев. Запрещается поднимать насосы на электропровода. После замены подкачивающих и перекачивающих насосов запрещается их опробовать, если в кессон-баках нет топлива.
Краны перекрестного питания и слива топлива заменять после слива топлива из кессон-бака № 1.
Большинство агрегатов топливной системы имеют резиновые кольца (уплотнения), поэтому при замене агрегатов необходимо следить за тем, чтобы на резиновых кольцах не было забоин, закусываний, подрезов, вмятин, деформаций и сеток старения.
ЗАПРАВКА КЕССОН-БАКОВ САМОЛЕТА ТОПЛИВОМ И СЛИВ ТОПЛИВА ИЗ НИХ
Меры безопасности при заправке самолета топливом. При заправке самолета топливом необходимо:
1. Пользоваться специальными стремянками, очищенными от льда и снега в зимнее время.
2. Устанавливать колодки под колеса шасси топливозаправщика.
3. Заземлить самолет, топливозаправщик и заправочный шланг.
4. Иметь на стоянке противопожарные средства.
5. Открывать горловины кессон-баков руками, а пе ударами металлических предметов.
6. Применять для подсвета только герметические светильные лампы.
1 Если в кессон-баках топлива иет, то работоспособность топливомеров проверяется нажатием кнопок на блоках измерения УТС54Б-52. при этом стрелки иа приборе УТД-52 отклоняются иа 2/3 шкалы. При отпускании кнопок стрелки возвращаются в исходное положение.
242
Возможные неисправности топливной системы и методы их устранения
Таблица 11
Внешнее проявление неисправности Возможные причины Метод устранения
1. При работающих насосах Воздушная пробка в топ- Стравить воздух из топлив-
ЭЦН-45 нет подачи топ- дивной системе ной системы через клапан
лива в двигатель 2. Падение давления топли- Воздушная пробка в топлив- стравливания насоса НР-30 и агрегата ЦР-1В Стравить воздух из топлив-
ва на входе в насос НР-30 ной системе ной системы через клапан
3. Периодическое выключе- Засорение топливного фильтра Неисправность клапана пе- стравливания Снять, осмотреть и промыть фильтр Заменить клапан перекачки
ние перекачивающих насосов I очереди 4. Не работают (не работает) перекачивающие насосы: при ручном управлении рекачки Неисправны реле переклю- Устранить дефект и заме-
при автоматическом ре- чения режимов работы или электроцепи Не работает автоматика рас- нить неисправный элемент схемы Заменить блоки автоматики
жиме расхода топлива хода топлива или наруше- СЭТС-470А и проверить
при автоматическом и ны электроцепи Сгорел предохранитель на- электроцепи Заменить неисправный эле-
ручном управлении coca. мент схемы
5. Не горят лампы сигнали- Неисправно реле включения насоса. Неисправен насос. Неисправны электроцепи Неисправны лампы или це- Заменить неисправный эле-
зации очередности рас- пи сигнализации работы мент системы
хода топлива или лампы сигнализации работы насосов, насосы работают 6. При работе насосов (на- насосов и сигнализации очередности расхода топлива. Не включены АЗС сигнализации работы топливных насосов. Неисправен сигнализатор давления Нарушены цепи сигнализации в блоке автоматики Неисправны конденсаторы у Устранить неисправность или
coca) имеются помехи ра- насосов или цепи кондеи- заменить неисправный эле-
диосвязи саторов мент
7. При централизованной за- Неисправен датчик. Заменить неисправный эле-
правке при заполнении ба- Неисправен блок заправки мент системы
ка топливом лампа на щитке заправки не гаснет 8. При включении заправоч Перегорела лампа. Заменить неисправный эле-
ного клапана бака лампа Неисправен датчик. мент
на щитке заправки не горит (клапан не открывается) 9. Постоянная течь топлива Неисправен блок заправки Ослабла соединительная гай- Подтянуть гайку
из трубки дренажа датчиков топливомеров ка трубки. Трещина трубки Заменить трубку
10. Разность в показаниях Попадание влаги в одни из Промыть и просушить дат-
левого и правого топли- датчиков чик, при необходимости
номеров свыше допустимых заменить его. Отрегулировать показания регулировочными винтами БАС-52А-63 243
Правила заправки топливом самолета Ту-134.
1. Самолет Ту-134 заправляется топливом в соответствии с заданием на полет с помощью системы централизованной заправки и только в случае отказа разрешается заправлять топливо через верхние заливные горловины кессоннбаков.
2. В качестве топлива для двигателей Д-30 применяется керосин марки Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10 227—62) и ТС-1Г (МРТУ 12Н № 36—63). При температуре наружного воздуха 0°С и ниже к общему количеству топлива добавляется 0,1% жидкости «И» или ТГФ. Применяемые отечественные сорта топлива могут быть заменены следующими марками (сортами) зарубежных топлив: сАвтур-50» (DERD-2494, Англия), тип 1 (D1655-63T, США), «Автур-50» (Air-3405/В, Франция),
PL-4 (TPD-25-005 64), Чехословакия), ТР-5 «Авкат» (DERD-2498), Япония), тип 1 (3GP-23E, Канада), П-2 (PN-57/C-96026, Польша), LW-9025 (TVTNL-12991, ГДР).
Примечание. Сорта топлива DERD 2494 и D 1655-63Т (Англия и США) могут применяться при охлаждении топлива в баках самолета не ниже —45°С.
3- Перед заправкой самолета топливом необходимо убедиться, что на стоянке имеются противопожарные средства; самолет и топливозаправщик заземлены; из топливозаправщика слит отстой и в нем нет воды и механических примесей; в паспорте на топливо имеется виза, разрешающая заправку; сняты заглушки с заборников дренажной системы.
4. Определить количество топлива, которое необходимо заправить в самолет (общее и по кессон-бакам), руководствуясь заданием на полет, и графиком очередности расхода и заправки топлива (см. рис. 7.27).
5. Заправлять топливом можно одновременно все кессон-баки и раздельно, соблюдая график очередности расхода и заправки топлива.
Порядок заправки самолета топливом. Для заправки топливом кессон-баков самолета необходимо:
1. Подключить аэродромный источник питания к ШРАП № 1.
2. Включить источники питания на бортсеть самолета.
3. Включить преобразователь ПО-500.
4. Установить АЗС-2 и выключатели топливомера СЭТС-470А в положение «Включено».
5- Открыть крышки лючков заправочной горловины и щитка заправки, расконтрить и снять заглушку (крышку) с заправочной горловины.
6. Установить трос заземления заправочного шланга в специальное гнездо около горловины.
7. Подсоединить шланг топливозаправщика к заправочной горловине.
8. Установить переключатель заправки ПГ-ЗА в положение требуемого варианта («П», «С» или «М»).
9. Установить выключатель блоков заправки БАС-52А-63 в положение «Заправка включена»- Одновременно с включением выключателя блоков заправки загорается красная лампа «Идет заправка» на правой приборной доске и загорится зеленая лампа на щитке заправки.
10. Включить выключатель «Общий кран» на щитке заправки и выключатели групповых клапанов. Загорание зеленых ламп указывает на открытие общего (магистрального) клапана и групповых клапанов.
Внимание! Во избежание опрокидывания пустого самолета на хвост при заправке по варианту «П» необходимо переключатель вариантов заправки сначала установить в положение «М» и при погасании ламп кессон-баков № 1 переключатель перевести в положение «П».
11. Подать команду «Включить насос топливозаправщика». Контроль за заправкой вести по показаниям расходомера топливозаправщика, сигнальным лампам СЛМ-61 на щитке заправки и прибору УТД-52. 244
После заполнения баков топливом, когда групповые клапаны автоматически закроются, т. е. когда погаснут зеленые сигнальные лампы этих клапанов, подать команду «Выключить насос топливозаправщика», выключить общий кран заправки и сделать отсос топлива из шланга.
12. Установить все выключатели в положение «Выключено» и закрыть крышку лючка.
13. Отсоединить шланг топливозаправщика и трос заземления от заправочной горловины, установить и законтрить заглушку заправочной горловины, закрыть крышку лючка.
14. После окончания заправки (во всех случаях) проверить по топливомеру правильность заправки в соответствии с табл. 12.
Таблица 12
Вариант заправки Количество топлива в кессои-баках и общее количество топлива в кГ при у =0,8
№ 1 № 2 № 3 общее
Полная заправка («П») 3900 1700 1000 13200+350
Средняя заправка («С») 3300 1700 0 10 000 +400
Минимальная заправка («М») . . 1900 1700 0 7 200+400
15. По показаниям топливомеров стрелки расходомеров РТСВ-10-8 установить на количество заправленного топлива на каждый двигатель.
16. Через 10—15 мин после заправки необходимо слить отстой топлива из восьми сливных клапанов топливных баков (по 0,5 л из каждого) и проверить визуально, нет ли в топливе воды и механических примесей.
При заправке самолета топливом через заливные горловины, которая осуществляется топливозаправщиком с помощью его шлангов с пистолетами, необходимо следить, чтобы сначала топливом заправлялись кессон-баки № 1, так как заправка сначала кессон-баков № 3 может вызвать опрокидывание самолета на хвост. Не допускать проливания топлива на поверхность крыла. После окончания заправки самолета пробки горловины тщательно установить в гнезде.
Слив топлива. Топливо из кессон-баков каждой половины крыла сливается самотеком через восемь сливных клапанов или для ускорения автоматически под давлением через краны слива, расположенные под центропланом.
Для слива топлива самотеком снимают заглушки с заборников дренажной системы, подсоединяют к сливному клапану кессон-бака наконечник сливного шланга и поворачивают его — клапан открывается.
Под давлением, создаваемым насосами ЭЦН-45, топливо сливается как при автоматическом, так и ручном управлении топливными насосами. При автоматическом управлении топливо сливается по программе расхода топлива, а при ручном управлении в порядке очередности расхода.
Перед сливом топлива необходимо убедиться в том, что около самолета имеются противопожарные средства, а самолет и топливозаправщик заземлены.
Порядок слива топлива при автоматическом управлении топливной системой. В этом случае необходимо.
1. Снять заглушки с дренажных заборников топливной системы.
2. Подсоединить к двум сливным кранам, расположенным под центропланом, наконечники сливных шлангов и открыть краны.
3. Подключить аэродромный источник питания к ШРАП № 1.
245
4. Включить преобразователь ПО-500 и соответствующие АЗС топливной системы.
5. Включить подкачивающие насосы № 1 и 2 и оба автомата расхода топлива.
6. Переключатель «Перекачка — Автомат — Ручная* установить в положение «Автомат*.
7. По окончании слива топлива из всех кессон-баков (определяется по погасанию сигнальных ламп топливных насосов) выключить подкачивающие насосы, автоматы расхода, источники электроэнергии.
8. Закрепить сливные краны, отсоединить шланги, заземление.
Порядок слива топлива при ручном управлении топливной системой. В этом случае для слива топлива из кессон-баков одной какой-либо очереди расхода необходимо:
1. Сделать подготовку к сливу по пунктам 1, 2, 3 и 4 подраздела «Порядок слива топлива при автоматическом управлении топливной системой*.
2. Выключатель «Перекачка* установить в положение «Ручная*.
3. Включить левый и правые насосы № 1 и 2 и одновременно с ними выключатель ручного управления перекачивающими насосами кес-сон-бака сливаемой очереди расхода топлива.
4. При погасании сигнальных ламп перекачивающих насосов1 выключить перекачивающие и подкачивающие насосы, закрыть сливные краны, отсоединить шланги.
ГЛАВА 8
ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Запуск двигателей осуществляется автономной, автоматизированной, электрической системой запуска СПЗ-ЗО. Система обеспечивает поочередный запуск двигателей путем раскрутки ротора второго каскада компрессора двигателя двумя одновременно работающими (в стартерном режиме) стартер-генераторами СТГ-12ТМО-ЮОО. По окончании запуска стартер-генераторы переключаются в генераторный режим автоматически.
Для питания стартер-генераторов необходимы источники электроэнергии постоянного тока напряжением 24 в (27 в), которые для более энергичной раскрутки роторов двигателей на десятой секунде должны автоматически переводиться на последовательное соединение и подавать напряжение 48 в.
В качестве источников электроэнергии применяются: аэродромные источники постоянного тока, имеющие два плеча, для одновременного подключения к двум розеткам ШРАП-500 и допускающие повторно-кратковременный ток нагрузки не менее 1 020 а;
аэродромные источники постоянного тока (не имеющие двух плеч) для подключения к розетке ШРАП-500 № 1, допускающие повторнократковременный ток нагрузки не менее 1 020 а (вторым плечом служат бортовые аккумуляторные батареи 12САМ-55);
бортовые аккумуляторные батареи 12САМ-55 (три комплекта);
стартер-генераторы работающего двигателя при оборотах не менее 75% в комплексе с бортовыми аккумуляторными батареями.
1 При сливе топлива из II очереди расхода (кессон-бак № 1) окончание слива оп ределяется по погасанию ламп подкачивающих насосов № 1 и 2.
246 i
Применительно к перечисленным источникам на самолете Ту-134 предусмотрены четыре варианта запуска двигателей.
1. Основной — только от аэродромного источника.
2. Комбинированный —от аэродромного источника в комплексе с бортовыми аккумуляторными батареями.
3. Автономный — только от бортовых аккумуляторных батарей.
4. Автономный — от стартер-генераторов работающего двигателя в комплексе с бортовыми аккумуляторными батареями.
Как уже упоминалось, запуск двигателя автоматизирован и осуществляется одной автоматической панелью запуска АПД-19БД, где смонтированы программный механизм и девять реле, предназначенные для включения агрегатов запуска в очередности, заданной программным механизмом.
АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА
Система запуска каждого двигателя состоит из двух стартер-генераторов (рис. 8.1), автоматической панели АПД-19БД II серии, панели пуска стартер-генераторов ПСГ-2А II серии, релейной коробки сравнения РКС-1, агрегата емкостной системы зажигания СКНА-22-2А, элек-трогидравлического выключателя центробежного регулятора ЦР-2В, щитка запуска (на земле), реле ДМР-400Т II серии (ЦРП), регулятора PH-180, автоматов защиты АЗП-8М IV серии.
Электрокоммутационная аппаратура размещена в центральной распределительной панели (ЦРП, рис. 8.1, вид А), РК комбинированного запуска и в щитке запуска (реле блокировки запуска, реле прокрутки при открытой двери, реле запуска в воздухе). Кнопка запуска в полете и лампы «АПД работает». «Запуск прекращен» установлены на верхнем электрощитке пилотов. Для блокировки запуска на земле при открытой двери заднего багажника используется концевой выключатель сигнализации положения этой двери.
ШпМЪЗ Uln.N'SO 1ШГЯ Ulfi.N'6O
и
21
26
21 20 19 ,в
Рис. 8.1.
25 и 25 22
17
16
15
28
29
Размещение агрегатов распределительных панелей и приборов контроля системы запуска:
1— панель АЗС штурмана (правая); 2— верхний электрощиток;
3 — левая панель АЗС; 4 — РК пассажирской кабины; 5 — электрощиток сигнализации; 6 — электрощиток бортпроводника;
7 — электрогидравлнческие выключатели центробежного регулятора ЦР-2В; S—емкостные агрегаты зажигания СКНА-22-2А;
9— стартер-генераторы СТГ-12ТМО-ЮОО; 10—концевой выключатель А-812В сигнализации положения двери заднего багажника; 11— РК аккумулятора; 12 — аккумулятор 12САМ-55 № 3; 13 — РК хвостовой части фюзеляжа. 14 — аккумуляторы
12САМ 55 № 1 и 2; 15 — панель ПСГ-2А II серин пуска СТГ- 12ТМО 1000; 16 19А-2Т из комплекта ПРТ-35; 17— РК комбинированного запуска: 18— автоматическая запуска АПД-19БД II серии; 19 — штепсельный разъем аэродромного питания (2Z!
20 — центральная распределительная панель (ЦРП); 21 — реле РКС-1 контроля работы стартер-генераторов; 22 — РК силовая на шпангоуте № 15; 23 — щиток мотоприборов; 24 — щиток за-
20
ВидА
9
16
— усилитель УРТ
1 панель (ШРАП-500),
пуска: 25 — панель АЗС левого пилота; 26 — щиток управления электроэнергией; 27 — средняя приборная доска пилотов; 23 — РК пускорегулирующей аппаратуры; 29 — РК ЦРП
247
Стартер-генератор СТГ-12ТМО-ЮОО обеспечивает в стартерном режиме раскрутку и запуск двигателя и питает бортовую сеть при работе в генераторном режиме.
Основные технические характеристики стартер-генератора
Крутящий момент на валу ротора двигателя в стартерном режиме..................................
Высота, на которой возможен запуск авиационного двигателя ..................................
Режим работы...................................
Эксплуатационный срок службы в стартерном режиме ......................................
Вес.........................................
Охлаждение..................................
12 кГм
9000 м
повторно-кратковременный: 75 сек работы, 3 мин перерыв. Допускается пять таких циклов, после чего перерыв до полного охлаждения
1200 включений в течение 1 000 моточасов
37 кГ
принудительное
Подход к стартер-генераторам обеспечивается через верхние откидные крышки гондолы двигателя.
Автоматическая панель запуска АПД-19БД обеспечивает управление работой стартер-генераторов в стартерном режиме, переключает их на генераторный режим, а также включает и выключает систему зажигания, т. е. управляет системой запуска по программе, отрабатываемой программным механизмом.
Панель пуска стартер-генераторов ПСГ-2А исполняет команды панели АПД-19БД по управлению работой системы и регулирует мощность стартер-генераторов, поддерживает ее постоянной на всех установившихся этапах запуска.
Реле РКС-1 исключает возможность запуска одним стартер-генера-тором, контролируя токи обоих стартер-генераторов и в случае разницы величины токов, превышающей 550±100 а, автоматически прекращает запуск двигателя, если нарушение произошло в течение первых 8 сек запуска. Если же отказ одного из стартер-генераторов произойдет позднее 8 сек (загорится сигнальная лампа), то запуск двигателя прекращают вручную кнопкой «Прекращение запуска» на щитке запуска, предварительно переведя РУД в положение «Останов».
Агрегат емкостной системы зажигания СКНА-22-2А с двумя полупроводниковыми свечами СП-06ВП служит для воспламенения топливно-воздушной смеси в жаровых трубах камеры сгорания при запуске на земле и в воздухе.
Электрогндравлнческий выключатель центробежного регулятора ЦР-2В предназначен для автоматического отключения системы запуска при достижении ротором второго каскада компрессора оборотов, равных 4 500±200 обIмин (37—40%).
Щиток запуска служит для размещения органов управления запуском; он установлен на левом пульте пилотов и снабжен откидной крышкой, которая после запуска на земле закрывается.
Дифференциально-минимальное реле ДМР-400Т II серии автоматически подключает стартер-генераторы к бортсети самолета при их работе в генераторном режиме с напряжением, превышающим напряжение сети, а также отключает стартер-генераторы от бортсети, когда напряжение сети превышает напряжение стартер-генераторов.
Регулятор напряжения PH-180 II серии автоматически поддерживает в заданных пределах напряжение стартер-генераторов в генераторном режиме и обеспечивает правильное распределение нагрузки между ними при их параллельной работе. 248
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ДВИГАТЕЛЕЙ
Для контроля за работой двигателей и регулирования их режимов на самолете установлены следующие приборы и аппаратура (рис. 8.2): два тахометра ИТЭ-2Т первого и второго каскадов компрессора (два комплекта), два измерителя температуры ИТ-2Т выхлопных газов за турбиной, два трехстрелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРТИ, измеряющие давление топлива и масла, а также температуру масла, два манометра ДИМ-4Т давления топлива на входе в насос-регулятор НР-30, два предельных регулятора температуры выхлопных газов ПРТ-35, один комплект аппаратуры контроля вибрации двигателей ИВ-200Е; аппаратура сигнализации положения лопаток входного направляющего аппарата; аппаратура сигнализации наличия стружки в масле.
Тахометр ИТЭ-2Т. Магнитоиндукционный тахометр ИТЭ-2Т непрерывно (дистанционно) измеряет число оборотов роторов компрессора в минуту, выраженные в процентах от максимальных оборотов.
Комплект ИТЭ-2Т состоит из двух датчиков ДТЭ-5Т и одного (общего для двух двигателей) измерителя — указателя оборотов ИТЭ-2Т. На самолете установлены два комплекта ИТЭ-2Т. Один из них измеряет обороты ротора второго каскада компрессора (датчик установлен на верхней коробке приводов каждого двигателя), второй — первого каскада компрессора (датчик установлен на правой коробке приводов). Указатель ИТЭ-2Т измерения оборотов первого каскада компрессора установлен слева в проходе в кабину пилотов, а указатель измерения оборотов второго каскада — на среднем приборном щитке пилотов. Шкала указателя снабжена двумя стрелками с обозначением «1» — левый двигатель, «2» — правый двигатель. Для удобства контроля на шкале нанесена риска минимально допустимых оборотов двигателя на взлетном режиме (98,5%).-Предел измерения от 0 до 110%. Погрешности показаний тахометра приведены в табл. 13.
Рис. 8.2. Приборы контроля работы двигателей:
1— указатели манометров УИ1-4ТР давления топлива на входе в насос-регуляторы НР-30 (из комплекта ДИМ-4Т); 2 — указатели расходомера топлива РТСВ-10-8; 3 — выключатель 2В-200К включения питания U5 6 на усилитель ИТ-2Т; 4— измерители температуры ИТ-2Т; 5 — указатель тахометра ИТЭ-2Т (обороты ротора II каскада компрессора); 6 — трехстрелочиые указатели давления топлива, давления и температуры масла УИЗ-ЗТР из комплекта ЭМИ-ЗРТИ; 7 — лампы сигнализации положения ВНА; 5 —лампы сигнализации наличия стружки в масле; 9— лампы сигнализации опасного уровня вибрации (нз комплекта IIB-200E; 10 — лампы (табло) сигнализации пожара в гондолах двигателей; 11 — лампа (табло) сигнализации переключения аварийной сети постоянного тока на аккумуляторное питание; 12 — лампа (табло) сигнализации «Остаток топлива 2 400 кГ>
249
Т а б липа 13 Измеритель температу-
Диапазон измерения обо- ры выхлопных газов и1-21 Погрешности показаний тахометра в про- пПРПНЯЧНЯИРи ппя мчмапр центах при температурах, °с предназначен для измере-
ротов тахометра, % +20±5 +50±6 _60_s ных газов в условиях поле- та и на земле. Принцип дей-
60-100 100—110 комплекте с тельно соед раллельно объединена ным регу лены в сопла. ±0,5 ±1.0 12 Tept иненные юединен (сдвоен лятором специаг ±1.0 ±1.5 лопарами группы. Е ных термо а) с друг» темпера ьно npej ствия ИТ-2Т основан на ко-±1,5 пенсационном методе из- ±2,0 мерения термоэлектродви- жущей силы термопары. Измеритель работает в '-99-1, составляющими четыре последова-каждой группе содержится по три па-пары. Конструктивно каждая термопара эй, работающей в комплекте с предель-туры ПРТ-35. Термопары установ-цусмотренных штуцерах реактивного
Указатели измерителей ИТ-2Т для левого и правого двигателей установлены на средней приборной доске пилотов (см. рис. 8.2). Прибор имеет две шкалы: большую — для грубого отсчета с пределами измерения от 300 до 900°С (цена деления 20°С, оцифровка через 100°С) и малую — для точного отсчета с пределами измерения от 0 до 20°С (цена деления ГС, оцифровка через 5°С). Погрешность измерения в рабочем диапазоне температур не превышает ±2,5°С. Для удобства контроля нанесена риска максимально допустимой температуры газов (630°С).
Питание приборов оуществляется от сети переменного тока ~115 в через предохранители СП-1 А, установленные в РК ~115 в, с аварийной шины, которая в аварийном случае питается от преобразователя ПО-500. Общий выключатель питания 2В-200К приборов установлен на козырьке приборной доски. Во избежание выхода из строя указатели ИТ-2Т разрешается включать после выхода преобразователя тока (ПО-4 500, ПО-500) на установившийся режим работы, а выключать перед выключением источников питания. При установке и подключении ИТ-2Т необходимо проверить соответствие положения переключателя групп градуировок на задней крышке группе градуировки термопар.
Трехстрелочный электрический индуктивный моторный индикатор ЭМИ-ЗРТИ предназначен для измерения давления топлива в первом контуре форсунок, давления и температуры масла на входе в двигатель.
Комплект индикатора состоит из трехстрелочного указателя УИЗ-З II серии и трех датчиков: ИДТ-100 III серии (для замера давления топлива в первом контуре форсунок); ИДТ-8 III серии (для замера давления масла) и П-бЗТр (для замера температуры масла). Датчик ИТД-100 расположен на щитке эксплуатационных замеров, там, где и ИТД-8. Указатели УИЗ-З для обоих двигателей установлены на средней приборной доске пилотов. Для удобства контроля на приборе нанесены риски максимально допустимых значений давлений топлива (65 кПсм2).
Электрический дистанционный индуктивный манометр ДИМ-4Т предназначен для измерения давления топлива на входе в топливный насос-регулятор НР-30. В комплект манометра входят указатель УИ1-4 II серии, расположенный на средней приборной доске пилотов, и датчик ИДТ-4 III серии, установленный на щитке эксплуатационных замеров 250
(на переднем кожухе камеры сгорания). Датчик эксплуатируется с демпфером Д59-4.
Шкала указателя УИ1-4 II серии имеет предел измерения от 0 до 4 кГ/см2, цена деления —- 0,2 кГ1см2 с оцифровкой через 2 кГ!см2. Погрешности показаний
приборов не Должны превы- Рис. 8.3. Щиток мотоприборов:
ШЗТЬ 4-4% ОТ предела из- / — указатель тахометра ИТЭ-2Т (обороты ротора I кас-„ * када компрессора); 2— показывающие приборы вибрации
МереНИИ при температуре двигателей М-53С (из комплекта IIB-20UE); 3 — кнопка 1 О°С ГГ па vплбгтп а ггоыт- контроля аппаратуры вибрации двигателя ИВ-200Е; 4 — 1о V». ЛДЛМ yAUWind nun переключатель включения аппаратуры вибрации 11В 200Е роля на шкале нанесены риски предельно допустимых минимального (1,8 кГ1см2) и максимального значений давлений (2,9 кГ/см2). Манометр получает питание переменным током 36 в от статического преобразователя СПО-4.
Аппаратура ИВ-200Е контроля вибраций корпуса двигателя. Для постоянного контроля уровня вибраций двигателей в процессе их эксплуатации на самолете установлена аппаратура ИВ-200Е (рис. 8.3), обслуживающая оба двигателя. Аппаратура состоит из одного двухканального электронного блока, установленного под этажеркой за сиденьем левого пилота; двух датчиков вибраций МВ-25Б-В, закрепленных на разделительном корпусе двигателей; двух показывающих приборов М-53С на щитке мотоприборов; кнопки проверки исправности аппаратуры на щитке мотоприборов; двух сигнальных ламп Вибрация валика» на средней приборной доске пилотов.
Комплект ИВ-200Е работает на принципе электромагнитной индукции. В датчиках скорость линейной вибрации, действующей в вертикальном или горизонтальном направлении, преобразуется в электрическое напряжение (сигнал), которое после выпрямления и усиления подается на указатель, измеряющий виброскорость (мм! сек). При достижении заданного уровня сигнал виброскорости включает лампочку сигнализации.
Показывающий прибор М-53С измеряет фактический уровень виброскорости. Шкала прибора проградуирована от 0 до 100 мм/сек, а деления — 5 мм)сек. Для удобства контроля на приборе нанесена риска предельного значения виброперегрузки на двигателе (до 90 мм!сек). Погрешность измерения в диапазоне 30—60 мм[сек не превышает ±15%. При увеличении виброскорости до 50± 10 мм!сек загорается сигнальная лампа «Вибрация велика». Сигнальные лампы проверяются нажатием на кнопку сДень—ночь», на средней приборной доске. Кнопка «Контроль» служит для проверки исправности измерителя вибраций при включенном состоянии. При этом стрелки приборов М-53С должны отклоняться на величину 75 —100 мл/сек.
Питание аппаратуры ИВ-200Е осуществляется от сети переменного тока напряжением ~ 115 е через предохранитель СП-1А, расположенный в РК переменного тока «~115 в». Для подключения поверочной установки УПИВ-200 на усилителе установлен штепсельный разъем.
Предельный регулятор температуры газов за турбиной двигателя ПРТ-35 предназначен для ограничения температуры выхлопных газов за турбиной выше допустимых пределов при работе двигателя на максимальном режиме.
В комплект ПРТ-35 входят: датчик температуры (второе плечо блока из 12 сдвоенных термопар Т-99-1), усилитель УРТ-19А-2Т, исполнительный агрегат на насосе НР-30 и коллектор соединительных проводов. Усилитель УРТ-19А-2Т установлен в заднем багажнике (см. рис. 8.1, 251
Рис. 8.4. Панель управления предельным регулятором температуры ПРТ-35 на верхнем электрощитке:
/ — лампы (красные) сигнализации отказа в работе ПРТ-35; 2—переключатели режимов работы ПРТ-35;
3 — выключатели ВГ-15К питания ПРТ-35
слева вверху), а выключатели, переключатели и сигнальные лампы — на верхнем электрощитке пилотов (рис. 8.4). Остальные элементы комплекта находятся на двигателе.
Температура ограничения регулятором ПРТ-35 может изменяться в пределах 570— 670°С.
Нагрузкой усилителя постоянного тока является эле
ктромагнит исполнительного механизма ограничителя температуры (узел ОТ насоса-регулятора НР-30), который при повышении температуры газов за турбиной выше допустимой перестраивает топливный насос-регулятор на уменьшение подачи топлива к форсункам (срезка), что приводит к ее снижению. При больших забросах температуры электромагнит будет включен постоянно, пока не снизится температура. В случаях резкого заброса температуры газов, когда даже полное включение электромеханизма насоса-регулятора НР-30 не снижает ее (например, помпаж двигателя, отказ агрегата, приводящие к длительному включению электромагнита НР-30), исполнительный механизм выдает команду «СО» — сигнал отказа. Одновременно срабатывает схема защиты в насос-регу-ляторе, отключающаяся электромагнитом от канала регулирования.
Усилитель УРТ-19А-2Т настраивается индивидуально для каждого двигателя на температуру выше температуры газов на взлетном режиме, указанной в формуляре двигателя. Для стабилизации работы усилителя при изменении питающего напряжения постоянного тока в агрегате смонтирован электронный стабилизатор напряжения, а также устройство, ликвидирующее влияние переменного контакта в линии термопар на работу системы ограничения температуры. При температуре выходящих газов ниже температуры ограничения, а также при отказе термопар предельный регулятор в работу автоматики топливной системы двигателя не вмешивается.
Регулятор ПРТ-35 имеет три режима работы: «Работа», «Контроль» и «Ограниченная срезка оборотов», устанавливаемые переключателем.
Режим «Работа» — рабочий режим, при котором регулятор ПРТ-35 автоматически поддерживает температуру выхлопных газов не выше установленной задатчиком усилителя УРТ-19А-2Т. Режимы «Контроль» и «Ограниченная срезка оборотов» используются на земле для проверки исправности регулятора ПРТ-35. Сигнальная лампа «Отказ» загорается при выходе из строя усилителя УРТ-19А-2Т.
Питание регулятора ПРТ-35 осуществляется от сети постоянного тока напряжением 27 в через АЗС-5 «Запуск двигателя в воздухе» на левой панели АЗС. Включение питания ПРТ-35 каждого двигателя осуществляется выключателями ВГ-15К на верхнем электрощитке пилотов.
Сигнализация о положении лопаток ВНА второго каскада компрессора состоит из сигнальной лампы (см. рис. 8.2), микровыключателя А812К (совместно с указателем положения лопаток ВНА) и соединительных проводов. В процессе запуска двигателя при достижении оборотов ротора второго каскада компрессора 11,2—14,6% (1 500— —2 000 об/мин) стрелка устройства поворота лопаток ВНА, перемещаясь, освобождает шток микровыключателя, который, срабатывая, замыкает цепь сигнальной лампы, лампа загорается. Сигнал указывает, что лопатки ВНА находятся на угле—10°. После увеличения оборотов второго каскада до 81,5% (п2=9 400+}^об/мин) стрелка устройства
252
нажимает на шток концевика А812К, цепь размыкается и сигнальная лампа гаснет. Сигнал указывает, что ВНА находится на угле 0°. При уменьшении оборотов ротора второго каскада до 77,1—78,8% (/г2= 9 100±100 об[мин) лампочка вновь загорается, сигнализируя о том, что лопатки ВНА переместились на угол —10°. При дальнейшем снижении оборотов ниже 11,2—14,6% (п2=1 500±200 об!мин) лампочка вновь гаснет, сигнализируя о том, что лопатки ВНА вновь установились на угол 0°. Цепь питания сигнальной лампы каждого двигателя защищена предохранителем СП-5А на нормальной шипе ЦРП.
Сигнализация о наличии стружки в масле. На каждом двигателе предусмотрена сигнализация о появлении металлической стружки в масле. Основным элементом системы является фильтр-сигнализатор, установленный в масляной полости центробежного воздухоотделителя ЦВО-ФС-ЗО, на двигателе с сигнальной лампой «Стружка в масле», установленной на приборной доске пилотов (см. рис. 8.2) . При прохождении масла, содержащего металлические частицы (стружку), через секции фильтра-сигнализатора клиновидные щели и щелевые зазоры между секциями забиваются этими частицами и замыкают цепь. Загорание сигнальной лампы возможно только при замыкании всех 20 секций фильтра между собой. Питание лампы («Стружка в масле») берется с левой панели АЗС от АЗС «Запуск двигателя на земле».
ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЕЙ К ЗАПУСКУ, ЗАПУСК И ОПРОБОВАНИЕ ИХ
Подготовку к запуску, запуск и опробование двигателей Д-30 производит допущенное лицо с обязательным присутствием на рабочем месте штурмана специалиста по спецоборудованию или штурмана.
Подготовка дигателей Д-30 к запуску. Перед запуском двигателей необходимо:
1. Снять заглушки с входного канала и реактивного сопла двигателя; осмотреть канал и сопла и просматриваемые лопатки первого каскада компрессора и турбины; опробовать вручную плавность вращения ротора первого каскада за лопатки первого рабочего каскада компрессора или за лопатки IV ступени турбины-
2. Открыть капоты и смотровые люки гондол двигателей, осмотреть коммуникации и агрегаты топливной, масляной, гидравлической, воздушной и противопожарной систем, а также системы электрооборудования, при этом проверить, нет ли внешних повреждений, течи, посторонних предметов и обратить внимание на надежность контровки.
3. Проверить заправку топливных и масляных баков (количество масла должно быть не менее 12 л). Снять все заглушки с самолета, убрать стремянки и другое оборудование самолета на расстояние, обеспечивающее безопасность запуска и опробования двигателей. Проверить, есть ли противопожарные средства возле самолета и надежность установки тормозных колодок под колесами- Подключить наземный источник питания. Обеспечить связь по СПУ с наземным персоналом и проверить готовность его к запуску двигателей.
4. Закрыть входные двери и грузолюк, дать команду убрать трап, расстопорить систему управления, проверить ее работу — перемещение РУД должно быть плавным, без завышенных усилий и заедания.
Первый вариант запуска — основной. Питание бортсети от аэродромного источника электроэнергии, имеющего два плеча подключения к розеткам ШРАП-500 № 1 и № 2 АПА-35, АПА-35-2М, АПА-50. Напряжение источников питания должно быть в пределах 27 в±10%. Для запуска двигателя необходимо:
1. Поставить во включенное положение выключатели аккумуляторов н РАП (рис. 8.5), а переключатель вольтметра—в положение «Сеть»,
питаются пт аккумулят Вклмч аккум, и РАП на сеть
( Выключено )
Приборы
(fi> О
РКП
<и> <л>
Й--51
Рис. 8.5. Щиток управления электроэнергией
должна загореться лампа «Приборы питаются от аккумуляторов». Перестановкой галетного переключателя вольтметра проверить напряжение источников питания сети (под нагрузкой 22 а напряжение аккумуляторов должно быть не менее 24 в), после этого установить переключатель в положение «Сеть» (загорится лампочка «Приборы питаются от аккумуляторов»). Для подключения внешних источников к основной сети включить выключатели с надписью «Включ. аккум- и РАП на сеть», лампочка «Приборы питаются от аккумуляторов» гаснет и загораются лампочки сигнализации отключения стартер-генераторов от основной сети. Выключатели стартер-генераторов должны быть в положении «Выключено».
2. Включить все АЗС, установить переключатели «Наддув кабины», «Вентиляция ТХ, ВВР», «Обогрев кабины», «Вентиляция на малых высотах» и «Вентиляция на земле» в положение, соответствующее полному закрытию заслонок, переключатель «Питание автоматов» установить в положение «Выключено» и проверить сигнализацию падения давления п перенаддува нажатием соответствующих кнопок.
3- Включить преобразователь ПО-500, приборы ИТ-2Т и выключатели «Топливомеры», затем включить выключатель противопожарной системы. По загоранию белых ламп убедиться в исправности электроцепей пиропатронов огнетушителей I, II и III очередей основной системы. Нажатием на кнопку проверить исправность ламп-кнопок и табло «Пожар в двигателях». При нажатии на кнопку «Контроль ламп» на табло должны загораться лампы «Вибрация велика», «ВНА-10», «Стружка в масле», «Отказ ПРТ», «АПД работает» и «Запуск прекращен».
4. Поставить выключатели расхода топлива во включенное положе-
254
4 5 6
Рис- 8.6. Щиток запуска двигателей:
1 — переключатель ПНГ-15К синхронизации триммера левого элерона; 2 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммера левого элерона; 3 — концевой выключатель Д-701 отключения сигнальной лампы; 4 — переключатель 2ППГ-15К «Земля—Воздух»; 5—переключатель ППГ-15К «Запуск — Прокрутка»; 6 — главный выключатель ВГ-15К; 7 — кнопки концевых выключателей А-812В запуска двигателей иа земле; 8 — кнопка концевого выключателя А-812В прекращения запуска двигателей
Земля
Воздух
I
1 Переключателем на пульте триммеров добиться загорания лампы но приборной доске
7 Пер'енлючотелем пуль та синхронизации добил ся загорания лампы нашитке. 1
Синхронизировать
. Главный запуск Выключатель
Прокрутка выключено
Запуск
Левый ДВигатель Правый
7
ние, выключатель «Перекачка» — в положение «Автомат», выключатель топливных насосов ЭЦН-45 «Питание двигателей» — во включенное положение, выключатель пожарного крана — в положение «Открыто» (загорается зеленая лампа). По загоранию ламп проверить работу всех топливных насосов.
5- Установить выключатель ИВ-200Е во включенное положение и проверить исправность аппаратуры. После 5-минутного прогрева нажать кнопку «Контроль»-—должны загореться две сигнальные лампы, а стрелки указателей — отклониться в пределах 75—100 мм!сек.
6. Открыть крышку запуска и включить главный выключатель АПД-19БД II серии (рис. 8.6), переключатель «Земля—Воздух» автомата АПД-19БД II .серии установить в положение «Земля», выключатель рода работ ^Запуск—Прокрутка» — в положение «Запуск», переключатели ПРТ двигателей — в положение «Включено» (питание на усилитель УРТ-19А-2Т), переключатель режимов работ — в положение «Работа».
7. Убедившись, что давление топлива на входе в НР-30 находится в пределах 1,8—2,9 кГ/см2, установить самолет на стояночный тормоз, подать команду о начале запуска и нажать кнопку «Запуск» на время 1—2 сек (одновременно включить секундомер), при этом загорится сигнальная лампа «АПД работает». При нажатии кнопки «Запуск» АПД-19БД II серии включает все необходимые цепи. В результате включается агрегат 19 зажигания (рис. 8.7), загорается сигнальная лампа 8 «АПД работает», включаются реле 20, 38, 39, 40, а затем и контакторы 42 и 43. Вследствие включения указанных реле и контакторов разрываются цепи управления реле ДМР-400, которые отключают стартер-ге-нераторы от сети, обмотки возбуждения стартер-генераторов отключаются от АЗП-8М и подключаются к пусковой панели ПСГ-2А (22). Контакторами 43 стартер-генераторы подключаются к силовым цепям системы запуска- Управление контактором 35 включения аккумулятора № 2 переключается контактами реле 33 на питание от аккумуляторов № 1 и 3 с целью исключения «хлопания» и подгорания контактов ТКС601ДТ (35) из-за падения напряжения на аккумуляторе № 2 вследствие большой длины его минусового плеча (в данный момент контактор реле 33 не включается). Подается пониженное напряжение (до 3 в) на роторы стартер-генераторов через .пусковые сопротивления (в ПСГ-2А), что обеспечивает замедленную раскрутку в начальный период и выбор люфтов, и включаются шунтовые обмотки возбуждения стартер генераторов. В дальнейшем процесс запуска по времени с момента нажатия кнопки происходит в следующем порядке.
255
Кккунумторная шина
ЦРП
Рис. 8.7. Принципиальная схема системы
/ — сигнальная лампа СЛМ-61 (красная) «Запуск прекращен» (запуск одним СТГ); 2—кнопки 204КС прекращения запуска; 5—переключатель ППГ-15К «Запуск—Прокрутка»; 6— главный выключи-ная) «АПД работает»; 9—реле ТКЕ52ПД управления запуском двигателя в воздухе; 10— реле блокировки запуска при открытых дверях; 13—реле ТКЕ21ПД, допускающее холодную прокрутку при ТКЕ21ПД прекращения запуска при одном СТГ; 16 — реле ТКЕ52ПД прекращения запуска при одном центробежного регулятора ЦР-2В; 19— агрегат зажигания двигателя СКНЛ-22-2Л; 29— реле ТКЕ генераторов; 22—панель ПСГ-2А II серии пуска стартер-генераторов; 23 — выключатель ВГ-15К ТКЕ56ПД отключения аккумуляторов при включении РАП № 2; 26 — выключатель ВГ-15 аккумуля-ТКЕ56ПД включения цепи II ступени запуска от аккумулятора и РАП; 30— поляризованные реле 32 — розетки ШРАП-500 аэродромного питания; 33 — реле ТКЁ52ПД управления включением акку-коитактор ТКС601ДТ включения аккумулятора № 2; 36—контактор ТКС601ДТ включения аккуму-двигателя; 39— реле выдержки времени ТВЕ101В; 40 ~ реле ТКЕ54ПД1У отключения генераторов ТКД5НА переключения обмотки возбуждения СТГ в стартерный режим; 43 — контактор ТКС601А чатель ВГ-15 аккумулятора № 3; 46 — контакторы включения аккумуляторов № 1 и № 3 на вто-ки комбинированного запуска при включении РАП № 2; 49—реле блокировки включения аккуму-при запуске; 51 — контакторы переключения аккумуляторов № 1 и № 3 при комбинированном за-блокировки включения переключения аккумуляторов при включении РАП № 1; 55 — реле блокиоов-включсния комбинированного запуска от генераторов работающего двигателя; 58 — контактор вклю-кумулятороз
запуска двигателей СПЗ-ЗО:
запуска двигателей в воздухе; 3 — кнопки А-812В запуска двигателей на земле; 4— кнопка A-8J2B: гель ВГ-15К; 1—переключатель 2ППГ-15К «Земля—Воздух»; 8— сигнальная лампа СЛМ-61 (зе.к-ТКЕ21ПД блокировки запуска вращающегося двигателя; // — диод Д-237Д; /2 — реле ТКЕ21ПД открытых дверях; 14— автоматическая панель запуска АПД-19БД II серин; 15—промежуточное ре-ie СТГ; 17— контакторы ТКЕ501ДТ включения зажигания; 18 — электрогидравлнческий выключатепь 22ПКТ управления прекращения запуска по оборотам двигателя: 21 — реле РКС-1 контроля стартер-включения питания на сеть; 24 — контактор ТКС601ДТ включения питания на сеть; 25—реле-гора № 1; 27 — выключатель ВГ-15 аккумулятора № 2; 28 — выключатель 2ВГ-15К РАП; 29—ре те ТДЕ210 блокировки РАП при неправильной полярности; 31 — контакторы ТКС601ДТ включения РАН; мулятора № 2 при запуске; 34—контакторы TKC6I1A переключения питания с 24 в на 48 е; 35 -лятора № 1; 57—бортовые аккумуляторы 12САМ-55; 55—реле ТКЕ56ПД цепей запуска левого при запуске; // — реле ТКЕ54ПД1У отключения генераторов при включении РАП; 42— контактор включения якоря СТГ в стартерный режим; 44 — стартер-генераторы СТГ-12ТМО-1000- 45 — вымлю-Г¥ю ступень запуска; 47—контактор ТКС601ДТ включения аккумулятора № 3; 48 — реле блокпрон лятора при включении РАП № 1; 50— реле управления включением аккумуляторов № 1 и А- 3 пуске; 52 — реле выбора режимов запуска; 53 — реле переключения цепей при запуске; 54 — реле ки включения аккумуляторов на первой ступени запуска от РАП № 1; 56 — диод Д-237Б*; 57 — ре течения второй ступени запуска; 59 — реле включения комбинированного запуска от РАП № 1 и ак-
69 — диод Д242
9 ЗОЗЭ
Через 2,5 сек разрывается цепь 24 в к кнопкам запуска, исключая возможность запуска второго двигателя до завершения цикла запуска первого, и подготавливается дополнительная цепь питания двигателя программного механизма АПД-19БД для приведения его в исходное положение по окончании цикла запуска.
Через 3 сек шунтируются пусковые сопротивления, на роторы стартер-генераторов подается полное напряжение 24 в и начинается нормальная раскрутка двигателя. При достижении оборотов ротора второго каскада компрессора 7—9°/о (п=800—1 000 об/мин) нужно плавно перевести РУД из положения «Останов» до вертикального положения, затем последующим плавным перемещением возвратить РУД до упора «Малый газ».
Через 8 сек в цепи обмоток возбуждения включаются угольные столбы (в ПСГ-2А) п подключают стабилизирующие обмотки регулятора мощности для обеспечения постоянства мощности, отдаваемой стартер-генераторам.
Через 10 сек источники питания переключаются контакторами 34 на последовательное соединение и подают на роторы стартер-генера-торов напряжение 48 в, вследствие чего происходит более энергичная раскрутка двигателя.
Через 45—50 сек контактором 17 выключается агрегат зажигания СКНА-22-2А с прекращением подачи питания на его обмотку; включается электродвигатель ускоренной отработки программного механизма в АПД-19БД, который за время около 3 сек обеспечит снятие сигналов и возвратит его в исходное положение .в такой последовательности, сбесточатся контакторы 34 и переключат источники питания на парал лельное соединение (с 48 в на 24 в); разорвутся цепи питания роторов стартер-генераторов; угольные столбы регулятора мощности шунтируются, а шунтовые обмотки стартер-генераторов кратковременно включаются на полное напряжение 24 в для подмагничивания возбуждения стартер-генераторов; стабилизирующие обмотки регулятора мощности (в ПСГ-2А) выключатся; реле 20, затем 38, 39, 40, 42, 43, 33 выключатся и отключат роторы стартер-генераторов от системы запуска, переключат их шунтовые обмотки на работу с АЗП-8М в генераторном режиме; реле 39 отключится с задержкой времени, необходимой для отключения и разблокировки всей аппаратуры запуска; отключение реле 40 восстанавливает цепи включения стартер-генераторов на сеть в генераторном режиме: выключается электродвигатель программного механизма (в АПД-19БД) и гаснет сигнальная лампа 8 «АПД работает». Стартер-генераторы могут отключаться центробежным регулятором ЦР-2В при достижении оборотов ротора II каскада п2=4 500±200 об/мин (37—40%). Отключение производится электрогидравлическим выключателем 18 в ЦР-2В, который обесточивает реле 20, после чего подается напряжение 24 в через нормально замкнутые контакты реле 20 иа клемму 2Ш1 панели запуска 14. Это вызывает ускоренную отработку программного механизма АПД-19БД (около 3 сек), отработку и разблокировку реле 38 вследствие прекращения подачи напряжения 24 вс клеммы 9Ш1 АПД-19БД. Дальнейший процесс работы системы запуска идет в порядке, изложенном выше.
Для исключения запуска вращающегося двигателя при работе стартер-генераторов в генераторном режиме предусмотрено реле 10. Если стартер-генераторы дают напряжение, реле 10 срабатывает и разрывает цепь запуска на земле.
По мере нарастания оборотов двигателя плавно повышается давче-ние топлива перед форсунками (работает первый контур) и при достижении 12 кПсм- включается второй контур форсунок, при этом давление топлива падает с последующим нарастанием по мере увеличения S58
оборотов. Дальнейшее увеличение оборотов и выход двигателя на режим малого газа происходит автоматически за время не более 120 сек.
Второй вариант запуска — комбинированный. Для этого варианта запуска двигателей необходимо подключить наземный агрегат электропитания к ШРАП-500 № 1 (ШРАП-500 № 2 должна быть свободна).
Подготовительные работы и порядок действия при комбинированном запуске не отличаются от работы при основном запуске. Программный механизм АПД-19БД выдает те же команды, также работает и ПСГ-2А. Разница заключается только в источниках питания. На первом этапе запуска (до переключения на 48 в) работает только наземный агрегат. На втором этапе запуска последовательно к наземному агрегату подключаются бортовые аккумуляторы. Это достигается работой следующих элементов электросхемы.
Реле 38 контактами подает напряжение на обмотки реле 52 и 53 и через контакты реле 55 на обмотки реле 33 и 50. Реле 53 обесточивает реле 29 и 54 ,п снимает сигнал с ПСГ-2А на перестройку РУТ на повышенную мощность и замыкает минусовую цепь (на выключатель РАП) для реле 33, 5б (и 50) последовательно с реле 52 во Втором разрыве и для реле 55.
Реле 33, 50 (и 50) предназначены для включения контакторов 35, 36, 47 аккумуляторов и, следовательно, включения аккумуляторов на шины по независимому каналу питания непосредственно от бортсети напряжением 24 в. Это делается для исключения «хлопания» и подгара контактов ТКС601ДТ (35, 36, 47) из-за падения напряжения на аккумуляторах и в линиях их нормального управления, имеющих большую протяженность.
Бортовые аккумуляторы на 8 сек по команде от ПСГ-2А подключаются на параллельную работу с наземным агрегатом, 2 сек работают совместно с ним и затем на 10 сек по команде от ПСГ-2А переключаются на последовательную работу для удвоения напряжения.
Подключение к самолетной электросхеме аккумуляторов № 1 и № 3 отличается от подключения аккумуляторов № 2- Это вызвано тем, что аккумулятор № 2 при всех вариантах запуска (при использовании аккумуляторов) переходит на второе плечо (плечо удвоения напряжения), а аккумуляторы № 1 и № 3 при автономном запуске остаются в первом плече. Эта разница в схемах потребовала введения для аккумуляторов № 1 и № 3 дополнительных переключающих контакторов 51 (и 51).
В случае ошибочного подключения наземного агрегата к ШРАП-500 № 2 реле 48 заблокирует запуск.
Третий вариант запуска — автономный. Двигатели запускаются только от бортовых аккумуляторов, наземный источник не подключается. Порядок подключения и действия при автономном запуске не отличается от действий при основном и комбинированном запуске, за исключением того, что выключатель РАП должен быть установлен в положение «Выключено».
На первом этапе запуска (до переключения на 48 в) все три бортовых аккумулятора работают с напряжением 24 в. На 10 сек запуска аккумулятор № 2 переключается на удвоение напряжения- Аккумуляторы № 1 и № 3 продолжают работать в первом плече. Аккумулятор № 2 с самого начала включен в сеть посредством управляющего реле 33 с использованием напряжения самолетной шины 24 в.
Четвертый вариант запуска — автономный. Этот вариант предусматривает запуск второго по очереди двигателя, когда первый двигатель работает и его генераторы отдают ток в самолетную сеть.
Перед запуском необходимо, чтобы были включены те же выключатели, что н при запуске по третьему варианту, а также выключатели генераторов работающего двигателя. Порядок действия при этом варианте запуска не отличается от предыдущих вариантов запуска.
9* 259
, , 10-15 сек
_ Взлетный (98,5-100,0%)
Малый газ
^^номинальный (87-88,57)
Контроль перекладки лопаток ВНА и заело нок перепуска Воздуха
(77-81,57.)
Запуск
двигателя § Е
§1 S £
1 5*?1
I§S4 I
8 9 Ю
Номинальный^92,5 - 99%)_
20-JOcex ^Контроль ПРТ-35 ~
§§i
8~Юсек
It
Малый газ
J______L
12 13
Малый газ
Рис. 8.8. График прогрева и опробывания двигателя
В первом этапе запуска (до переключения на 48 в) все три аккумулятора работают (параллельно с генераторами уже работающего двигателя. Все аккумуляторы с самого начала включены в сеть посредством управляющих реле 33, 50 (и 50) с использованием напряжения самолетной шины 24 в. На 10 сек запуска все аккумуляторы переключаются на удвоение напряжения с'помощью контакторов 34 (и 34), 51 (и 51). В первом плече работают только генераторы.
При этом варианте запуска все управляющие цепи подключаются на «минус» через клеммы реле 57, которое срабатывает от напряжения генераторов и включается на время протекания цикла запуска, что обусловлено работой реле 53, через контакты которого подается это напряжение. Через клеммы реле 57 подается также напряжение на управляющие реле 33, 50 (и 50), включающие аккумуляторы. По окончании цикла запуска, когда реле 33, 50 (и 50) будут обесточены, аккумуляторы подключаются на самолетную цепь своим нормальным порядком.
Прогрев и опробование двигателя. Опробование двигателя производится после послеполетного и периодического техобслуживания, а также после замены его агрегатов, узлов и после установки двигателя на самолет. Работу двигателя проверяют в соответствии с графиком прогрева и опробования двигателя (рис. 8 8), для чего необходимо:
1. После запуска перед выводом двигателя на взлетный режим проработать на малом газе в течение 2 мин1, при этом должны быть сле-
дующие параметры (при р=760 мм рт. ст- ,и /п-в. =15°С):
Обороты малого газа......................... 61—62,5%1 2
Давление масла на входе в двигатель......... не менее 2,5 кГ!см2
Температура газов за турбиной............... не более 360’С
Давление топлива в коллекторе первого контура форсунок .................................. 25 кПсмг
1 На вновь установленном двигателе перед прогревом и опробованием необходимо проработать 5 мин на режиме «Малый газ» и для осмотра двигателя, агрегатов и трубопроводов — двигатель остановить.
2 Обороты малого газа при других атмосферных условиях должны изменяться в соответствии с графиком на рис. 8.9.
260
2. Плавно установить режим 87—88% (0,7 номинального) и проработать на нем в течение 1 мин. При этом на режиме 79—81,5% (п2= = 9400 об/мин) при погасании сигнальной лампы «ВНА» проследить за перекладкой лопаток ВНА с угла —10° на угол 0°, а также за закрытием заслонок перепуска воздуха из-за четвертой и пятой ступеней компрессора1. Одновременно происходит перекладка дроссельных заслонок на отбор воздуха для обогрева лопаток ВНА первого каскада компрессора и воздухозаборника компрессора с десятой на пятую ступень второго каскада компрессора. Убедиться в нормальной работе двигателя и аппаратуры ИВ-200Е. Величина внброскорости не должна превышать 50 мм/сек.
В случае увеличения вибростойкости свыше 50 мм/сек необходимо снизить режим работы двигателя до малого газа и после его охлаждения остановить.
3. После работы двигателя на режиме 87—88,5% (0,7 номинального) переключатель режимов ПРТ-35 установить в положении «Контроль» и плавно перевести РУД в положение «Взлетный режим». При этом в момент достижения температуры газов за турбиной, равной температуре минус 110±Ю°С, на которую настроен задатчик усилителя УРТ-19А-2Т, происходит ограничение режима работы двигателя. После работы на точке контроля в течение 20—30 сек плавно установить обороты 87—88,5% (0,7 номинального), затем перевести переключатель режимов ПРТ-35 в положение «Работа» и установить РУД на номинальный режим (92,5—94%). Время отключения ПРТ-35 и выход на режим 92,5—94% составляет 10—20 сек.
4. По истечении 1 мин работы на номинальном режиме перевести РУД в положение «Максимальный режим» и проработать на нем 10— 15 сек, после чего плавно снизить режим работы двигателя до оборотов малого газа- При этом проверить открытие заслонок перепуска воздуха из-за четвертой и пятой ступеней компрессора (кратковременное резкое падение давления топлива в первом контуре форсунок на 4—6 кГ/см2 с последующим возрастанием) и перекладку лопаток ВНА с угла установки 0° на —10° на оборотах 77,0 — 79,0%.
При работе на номинальном и взлетном режимах, а также малом газе показания приборов должны соответствовать табл. 14.
5. После установки РУД в положение «Малый газ» проработать на нем 2 мин и проверить соответствие оборотов ротора второго каскада компрессора данным графика на рис. 8.9-
Примечания. 1. На максимальном режиме разрешается работать в течение 5 мин с последующим перерывом не менее 5 мин, при этом режим работы двигателя должен быть не выше номинального.
2. При работе на взлетном режиме с выключенной системой ПРТ-35 допускается кратковременный заброс температуры газов за турбиной не более 63О°С.
6. Проверить приемистость двигателя (перед проверкой двигатель должен проработать на малом газе не менее 2 мин), для чего перевести РУД за 1—1,5 сек из положения «Малый газ» в положение «Взлетный режим». Время приемистости на земле от режима малого газа до взлетного режима должно быть не более 15 сек и не менее 10 сек. Время приемистости считается от начала перевода РУД до достижения оборотов ротора второго каскада на 180 об/мин (1,5%) .ниже взлетных оборотов.
1 Сопровождается кратковременным возрастанием давления топлива перед насосом НР-30.
261
Таблица 14
Режим Время непрерывной работы, мин Для Н—0 Температура газов за турбиной. °C (не более) Для Н=)1 000 м М=О,75 Температура газов за турбиной, °C (не более) Температура масла на входе в двигатель, °C Давление масла на входе в двигатель, кГ/СМ? Давление топлива аа входе в насос-регулятор НР-30, кГ 1см*
Обороты ротора первого каскада (для сведения) (100%—8 521 об/мин) Обороты ротора второго каскада (100%—11677 об/мин) Обороты ротора первого каскада (для сведения) 100%—8521 Об!мин Обороты ротора второго каскада 100%-11677 об[мин
% об/мин % об/мин % об /мин % об/мин
Взлетный 5 (не 90-92 7 700 ±75 98,5 11 600+*°00 620 92,7 7 900+“ — 40 97,0 11 4201“ 630 допу-+80’, более
более) 100 93,5 98,5
Номиналь- 79,5 6 850 ±75 92,5 10 900t“0 530 86,5 7 450 + 75 92,5 Ю9ОО1“о 540 2 в у
11ЫЙ 81,5 94,0 88,5 94,0
0,88 номи- 76,0 6 550+75 90,0 10 650i5°0 495 83,5 7 180±75 90,5 1О65О1“о 505 1|| ю
нального 78,0 91,5 (для сведе- 85,5 92.0 для сведения
ния) 1
0,7 номи- О 70,0 6050 + 75 87,0 10 2501“ 450 78,0 6 720 ±75 87,0+- 10 2501“, 460 о о = со О
нального § 72,0 88,5 80,0 88,5 для сведения 4- л к 1 гз 7
0,6 номи- I 66,5 5 750 ±75 85,0 10 0001“ 420 75,0 6 450±75 85,0+- iooooi“0 430 । -7-ша гим со
нального сх 68,5 86,5 (для сведе- 77,0 86,5 для сведения 8 у у г—<
о ния) + g Е
0.53 номи- Г 63,5 5 500 + 75 83,0 9f091“ 400 — . — К Г„
нального 65,5 84,5 (для сведения) )3+ • ОНЧ1Г1 09— iwaKiri й +“S
Малый газ — — 61-1-62,5 7 200 ±100 360 (для сведе- — — — — — cower мая жима мин (не нее
ния) CJ р «3 О О. и 2^ to сч
Примечания. 1. В таблице параметры работы двигателя даны без учета отбора воздуха на самолетные нужды.
2 При включенном отборе воздуха на самолетные нужды на земле и в полете на всех режимах, кроме взлетного режима, может
повышение температуры газа за турбиной на 20’С, а на взлетном режиме — до температуры ограничения системой ПРТ-35.
3. На установившихся режимах работы двигателя допускается колебание оборотов роторов:
первого каскада на земле в пределах ±0,35%, в полете — ±0,5%’.
второго каскада на земле в пределах ±0,25%, в полете — ±0,45%. Допускается колебание температуры газов за туроинои
4 Температура окружающей среды ограничения максимального расхода топлива на взлетном режиме при рн = /ЬО мм рт. с т равна -f-io
быть
±3’.
па взлетном режиме проработать 8—10 сек и за время 1—1,5 сек перевести РУД в положение «Малый газ». Двигатель при проверке приемистости должен работать нормально без тряски и хлопков.
Запрещается включать противообледенительную систему крыла, киля, наддув кабины самолета на земле и в полете на режиме выше 95%. Отбор воздуха на обогрев ВНА, кока и воздухозаборника входного канала двигателя на взлетном режиме разрешается в течение не более 2 мин до высоты не выше /7=2 000 м.
7. Плавно перевести РУД с любого режима в положение «Малый газ», охладить двигатель в течение 2 мин (если останов двигателя производится непосредственно после запуска, проработать на малом газе не менее 1 мин с целью продувки дренажной системы), остановить выключатель
Рис. 8.9. Изменение оборотов ротора второго каскада компрессора при работе двигателя на земле на режиме малого газа в зависимости от атмосферных условий
УРТ-19А-2Т ограничителя температуры газа за турбиной ПРТ-35 в по-
ложение «Выключено», перевести РУД в положение «Останов». На выбеге проверить, нет ли посторонних шумов в двигателе, плавность вращения роторов, а с оборотов 8,5% (1 000 об!мин) второго каскада компрессора замерить время выбега, которое должно быть для ротора первого каскада не менее 90 сек; для ротора второго каскада — не менее 50 сек. В процессе останова двигателя не должно быть факеления и дымления из реактивного сопла. После останова ротора второго каскада компрессора закрыть пожарный кран и выключить насосы ЭЦН-45.
Экстренная остановка двигателя производится быстрым переводом РУД в положение «Останов» с любого режима двигателя в следующих случаях: при резком падении давления масла на входе в двигатель, появлении течи топлива и масла, резком повышении температуры газа за турбиной, появлении факела или сильного искрения на выходе реактивного сопла, появлении тряски двигателя или увеличении виброскорости до 90 мм!сек, обледенении входного канала, возникновении пожара, появлении постороннего шума в двигателе, резком повышении температуры масла на входе в двигатель на установившемся режиме и при неоткрытой заслонки перепуска воздуха на оборотах ниже 70% (н2= = 8 200 об/мин). Останов двигателя при загорании сигнальной лампы «Стружка в масле» производить нормальным образом.
ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА И ЛОЖНЫЙ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ
Холодная прокрутка двигателя производится перед запуском, после замены двигателя, перемонтажа масляных агрегатов, двух-трех неудавшихся запусков (если не произошло загорание топлива), после стоянки
263
самолета свыше пяти дней и перед запуском двигателя, после заполнения его маслосистемы горячим маслом, при наружной температуре — 40°С и ниже.
При холодной прокрутке выполняются все подготовительные работы, перечисленные в подразделе «Подготовка к запуску двигателя», при этом РУД находится в положении «Останов», а переключатель рода работы двигателя АПД-19БД II серии — в положении «Холодная прокрутка двигателя».
В отличие от нормального запуска холодная прокрутка может производиться при открытой двери заднего багажника с помощью реле /3 (см. рис. 8.7), которое замыкает цепь кнопки запуска. При этом не включается агрегат зажигания СКНА-22-2А и регулятор мощности (угольные столбы и стабилизирующие обмотки) в ПСГ-2А, не переключаются источники питания на последовательное соединение (48 в), следовательно, холодная прокрутка производится при напряжении 24 н. После нажатия кнопки запуска в течение 1—2 сек. сгартер-генераторы СТГ-12ТМО-1000 раскручивают двигатель. Через 30 сек программный механизм АПД-19БД переключается на ускоренную отработку. Через 30—36 сек автоматически отключаются стартер-генераторы и таким образом цикл холодной прокрутки прекращается. Обороты двигателя составляют 7,0—10% («2—800—1 200 об/мин), при этом давление масла на входе в двигатель должно быть не менее 0,2 кГ/см2. После прокрутки необходимо прослушать на выбеге двигатель и после остановки ротора второго каскада компрессора закрыть пожарный кран и выключить насосы ЭЦН-45.
Ложный запуск двигателя шроизводится для заполнения и проверки герметичности топливной системы двигателя, перед первым запуском вновь установленного двигателя (при расконсервации), после перемонтажа топливных агрегатов и труб, а также после полного слива топлива из системы двигателя. В случае когда по условиям работы необходимо проведение холодной прокрутки и ложного запуска двигателя, можно производить только ложный запуск.
При ложном запуске подготовка к нему и положение органов управления, а также порядок работы аналогичны запуску на земле, ,но зажигание не включается. Зажигание отключается автоматом защиты АЗС-15 «Зажигание двигателей» (в ЦРП). РУД устанавливается в положение «Малый газ» на оборотах 7,0—8,5%. После появления топлива перед форсунками, топливного тумана на выходе из сопла двигателя и осмотра топливной аппаратуры (нет ли течи топлива) необходимо прекратить подачу топлива в двигатель установкой РУД в положение «Останов», но не позднее, чем через 35 сек после начала запуска. Ложный запуск дает возможность удалить из газовоздушного тракта скопив-. шееся там топливо. Максимальные обороты двигателя при этом запуске не должны быть больше 15,5—20,0% («2=1 800—2 300 об/мин). Давление масла на входе в двигатель должно быть не менее 0,5 кГ/см2, а давление топлива в коллекторе первого контура форсунок — 10—20 кГ/см2. При отсутствии давления масла необходимо на корпусе основного маслонасоса ОМН-ЗО отвернуть пробку и стравить воздух из трубы подвода масла из бака к двигателю. После окончания цикла запуска и осмотра двигателя слить масло из нижней коробки приводов.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ НА РУЛЕНИИ И В ПОЛЕТЕ
Перед рулением, на рулении и в полете необходимо:
1. Перед рулением после запуска двигателя проработать на малом газе не менее 2 мин, на режиме 87,0—88,5% (0,7 номинала) —не менее 264
1 мин. В процессе руления разрешается работа Л^>ог/миЛ
двигателем на всех режимах. На оборотах закрытия и открытия заслонок перепуска воздуха н перекладки лопаток ВНА второго каскада компрессора (77,0—81,5%) работать не рекомендуется.
2. Непосредственно перед взлетом убедиться в соответствии параметров взлетного режима основным данным. Следует по-
zoo
ыю
600
800
1000
05оропш пг по формуляру при tM Выше +15°С
о
2,0
is
5.0
7,0
ns
Рис. 8.10. Поправки на изменение оборотов ротора второго каскада компрессора при работе двигателя на земле на номинальном и крейсерском режимах при постоянной тяге в зависимости от температуры окружающей среды
П1та~ ^амрнуяярн. ЬПг,<й/ми11
о
мнить, что на земле при
температуре окружающего воздуха ниже +15°С (когда двигатель выходит на ограничение по мак
симальному расходу топ-
лива при давлении р=760 мм рт. ст.) на каждые 10°С понижения температуры окружающего воздуха обороты ротора второго каскада компрессора на взлетном режиме будут понижаться примерно на 1,5—2% (180—200 об/мин), а температура газа за турбиной — на 20—25°С. Обороты ротора второго каскада компрессора на режимах 0,7 и 0,88 номинального и номинальном при работе на земле (при окружающей температуре ниже +15°С) при постоянной тяге изменяются. Величину поправки можно определить по графику на рис. 8.10.
3. На .взлетном режиме работать не более 5 мин, после чего двигатель перевести на более облегченный режим и проработать не менее 5 мин. Допускается повторно работать на взлетном режиме в течение 5 мин.
4. Помнить, что при неизменном положении рычага управления на всех режимах до начала автоматической работы —82,5—83,5% (н2=9 700±50 об/мин) —в случае уменьшения высоты полета и увеличения скорости полета обороты роторов первого и второго каскадов компрессора уменьшаются.
5. Помнить, что при неизменном положении РУД на режимах выше начала автоматической работы при изменении высоты и скорости полета обороты второго каскада компрессора поддерживаются постоянными, а обороты первого каскада изменяются. При увеличении высоты и уменьшении скорости полета вследствие снижения температуры воздуха на входе в двигатель обороты первого каскада компрессора увеличиваются. Увеличиваются обороты первого и второго каскадов компрессора и при работе двигателя на упоре наклонной шайбы насоса-регулятора НР-30. Обороты ротора второго каскада уменьшаются, а первого остаются постоянными при увеличении высоты и уменьшении скорости и достижении оборотов ограничения первого каскада компрессора.
6. В горизонтальном полете избегать работать на режиме 77,0—81,5% (перекладка ВНА, закрытие и открытие заслонок). Время работы двигателя в полете от режимов малого газа до номинального не ограничивается (работа на этих режимах ограничивается только ресурсом: номинальный — 40%, взлетный — 5% от общего ресурса).
7- При загорании сигнальных ламп «Вибрация велика» (виброско-рость по приборам 50 мм/сек) внимательно следить за изменением
265
виброскорости и параметров двигателя (оборотами, температурой газа за турбиной, давлением и температурой масла). Если при дальнейшем росте виброскорости (выше 50 мм/сек) параметры работы двигателя не изменяются, то по условиям полета установить двигателю минимально возможный режим и принять все меры к ускорению выключения двигателя. При достижении виброскоростн до 90 мм/сек, а также в случае изменения параметров работы двигателя немедленно его остановить.
8. При загорании сигнальной лампы «Стружка в масле» двигатель немедленно остановить. Для этого перевести РУД в положение «Малый газ» и проработать на малом газе в течение 1 мин. а затем РУД установить в положение «Останов».
Чтобы исключить выход из строя качающего узла НР-30, запрещается останавливать двигатель закрытием пожарного крана (если остановка авиационного двигателя этим методом не диктуется крайней необходимостью) .
Запуск двигателя в полете. Запуск двигателя в воздухе отличается от нормального запуска тем, что панель АПД-19БД не включает панель пуска ПСГ-2А и питание на стартер-генератор не поступает. Это вызвано тем, что в полете неработающий двигатель вращается авторотацией и в раскрутке не нуждается.
Запуск двигателя в полете производится кнопками на верхнем электрощитке пилотов на оборотах авторотации ротора второго каскада не ниже 10,5% («2=1 200 об/мин) до высоты 4 000 м и не ниже 13,0% («2= 1 500 об/мин) на высоте более 4 000 м.
Крышка щитка запуска в полете должна быть закрыта, необходимое положение переключателя «Воздух» достигается конструкцией крышки щитка запуска, которая не закрывается при другом его положении.
При нажатии кнопки «Запуск двигателя в воздухе» на 1—2 сек вступает в работу панель АПД-19БД и включает систему зажигания двигателя. Панель АПД-19БД работает в течение 60 сек Через 5—8 сек необходимо установить РУД в положение «Малый газ», после чего давление топлива в первом контуре форсунок коллектора возрастет, произойдет поджиг смеси в камере сгорания и двигатель автоматически выйдет на режим малого газа. Обороты малого газа будут выше, чем больше высота полета.
На каждые 1 000 м увеличения высоты полета самолета обороты увеличиваются примерно на 1,5—3,5% (200—400 об/мин). Выход на требуемый режим разрешается не ранее чем через 1 мин работы на режиме малого газа.
В случае неудавшегося запуска (через 60 сек с момента нажатия кнопки запуска) и прекращенного запуска, необходимо РУД установить в положение «Останов» и продуть двигатель при оборотах авторотации в течение 30 сек.
После двух неудавшихся попыток запуска авиадвигателя нужно повысить обороты авторотации увеличением скорости полета или снижением высоты полета.
При отказе панели АПД-19БД в процессе запуска двигателя в воздухе, что определяется по выключенной лампе «АПД работает», необходимо нажать на кнопку запуск и удерживать ее в течение 6Q сек (до загорания топлива).
При запуске допускается заброс температуры газов не выше 620°С в течение 4 сек.
В случае останова двигателя закрытием пожарного крана повторный запуск не разрешается. Нормальный запуск гарантируется до высоты 7 000 м.
266
ОСОБЕННОСТИ ЗИМНЕЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. В зимнее время для предотвращения образования кристаллов льда в топливных баках применяется топливо с жидкостью «И» в количестве 0,1 % к общему количеству топлива.
2. Перед запуском двигателя необходимо проверить от руки, как вращается ротор второй турбины, осмотреть воздухозаборник и элементы входного канала, нет ли на них льда. Если есть лед и ротор не вращается, нужно устранить примерзание рабочих лопаток первого каскада компрессора к корпусу продувкой этого места горячим воздухом с температурой не выше 80°С (скалывание льда запрещается). При температурах окружающей среды ниже +5°С и повышенной влажности (дождь, изморозь, снег) разрешается запуск и работа двигателя с включенной противообледенительной системой воздухозаборника и двигателя.
3. При эксплуатации двигателей на маслах МК-8 и МК-8М при температурах окружающей среды — 30°С и ниже, если самолет находится на стоянке более 2 ч, перед запуском двигателей необходимо прогреть аэродромным подогревателем с температурой воздуха не выше 80°С насос-регулятор НР-30 (область автомата запуска), маслоохлаждающую проставку, нижнюю часть направляющего аппарата первого каскада компрессора, маслорадпатор (агр. 62) и маслобак. Подогревать не менее 20 мин, чтобы температура на входе в двигатель была + 10°С-
4. Если температура окружающей среды —40°С и предполагается стоянка самолета более 1 ч, необходимо после остановки двигателя слить масло из двигателя и маслобака, а перед запуском прогреть агрегаты и узлы двигателя горячим воздухом с температурой не выше +80°С, заполнить маслоспстему двигателя маслом, прогретым до температуры +604—|-80°С и сделать холодную прокрутку двигателя. Вместо слива масла, подогрева двигателя и заливки подогретого масла разрешается подогрев двигателя в течение 30 мин.
5. Следует помнить, что при низких температурах окружающей среды (ниже +15°С) обороты и температура газов за турбиной на взлетном режиме понижаются и двигатель может выйти на ограничение по максимальной тяге вследствие ограничения максимального расхода топлива (при р=760 мм рт. ст.)-
6. После остановки двигателей во избежание попадания снега в двигатель необходимо плотно закрыть заглушками воздухозаборник и реактивное сопло.
7. При заправке самолета топливом и маслом, а также при его обслуживании особое внимание обратить на меры предосторожности против попадания воды в топпивную и масляную системы.
ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Чтобы повысить пожарную безопасность, на самолете выполнен ряд конструктивных мероприятий-
1. Для бытового оборудования кабин применяются невоспламеняю-щпеся материалы.
2. В нижней части гондол двигателей сделаны дренажные отверстия во избежание скапливания горючих жидкостей в случае подтекания систем. .
3. В зоне гондол двигателей применена термостойкая изоляция электрожгутов.
4- На самолете произведена металлизация всех металлических частей самолета для выравнивания электрических потенциалов различных частей самолета во избежание образования значительной разности потенциалов на них, что может вызвать искровой разряд. Кроме того, метал-
267
лизация уменьшает помехи радиоприему, а также дает возможность использовать корпус самолета в качестве второго провода электросети самолета.
5. Для уменьшения электрического заряда самолета и предохранения от скапливания статического электричества и его разрядки на самолете установлены статические разрядники (на крыле и хвостовом оперении), через которые электрический заряд «стекает» в атмосферу. Самолет электрически заряжается в полете в результате трения воздуха о его поверхности; наиболее значительный электрический заряд самолет получает при полете в грозовых облаках (величиной до нескольких десятков тысяч вольт). При посадке самолета электрический заряд спи мается зарядосъемниками, установленными на шасси самолета, т. е-уходит через них в землю.
6. Чтобы электрический разряд не произошел при заправке самолета топливом, когда в результате трения движущейся массы топлива о трубопроводы возникают электрические заряды, способные вызвать электроискру, перед заправкой необходимо обеспечить надежное заземление самолета и топливозаправщика. Так как сразу после посадки самолета заряд не всегда уходит в землю из-за недостаточно хорошего контакта зарядосъемников с землей, между раздаточным пистолетом и заправочной горловиной может проскочить искра. Для предотвращения этого перед заправкой топливом необходимо установить трос заземления заправочного шланга в специальное гнездо около горловины централизованной заправки или заправочной горловины сверху крыла.
7. Для уменьшения возможности распространения пожара в случае возникновения его в мотогондолах установлены противопожарные перегородки из титанового сплава вдоль пилонов и в передней части гондолы.
8. Чтобы прекратить подачу топлива в загоревшийся двигатель, в топливных магистралях питания каждого двигателя установлены пере-крывные (пожарные) краны.
9. Для обнаружения возникновения пожара в гондолах двигателей, включения световой сигнализации и автоматического включения первой очереди огнетушителей установлена система сигнализации пожара ССП-2А, а для обнаружения пожара внутри двигателей и включения световой сигнализации—система сигнализации 2С7К-
10. Для тушения пожара в случае его возникновения на самолете установлены:
сис тема тушения пожара в гондолах двигателей;
сис тема тушения пожара внутри двигателей;
ручные переносные огнетушители для тушения пожара внутри герметичной части фюзеляжа-
Один ручной огнетушитель типа ОУ закреплен на кронштейнах в гардеробе экипажа, а второй — на стенке туалетов со стороны пассажирской кабины. Заряжены ручные огнетушители обезвоженной (высушенной) углекислотой с рабочим давлением до 120 кГ/см2. Вес заряда — 1,7+0,1 кГ, радиус действия —до 1,2 м, время непрерывного действия до полной разрядки— не более 45 сек.
Для тушения пожара необходимо снять огнетушитель и, направив раструб к очагу огня, нажать спусковой крючок до отказа —углекислота через раструб выбрасывается из баллона. В исходном положении спусковой крючок пломбируется.
Система тушения пожара в гондолах двигателей. Система (рис. 8.11) состоит из шести огнетушителей ОС-8МФ(/) с пиротехническим пусковым устройством, разряжающихся в три очереди (по два огнетушителя в каждой очереди); двух обратных клапанов 2, установленных в трубопроводах после огнетушителей первой и второй очереди, для предотвра-268
7
Рис. 8.11. Принципиальная схема противопожарной системы:
1 — огнетушители ОС-8МФ; 2—-обратные клапаны; 3, 4— блоки электромагнитных кранов 781100 (аварийный н основной); 5, 7 — распылительные коллекторы; 6 — датчики ДПС-1ЛГ; 8 — блок электромагнитных кранов 781100 системы тушения пожара внутри двигателей; 9 ~ огнетушители ОС-2ИЛ; 10— трубопровод с диафрагмой сигнализации саморазряда огнетушителей
щения перехода огнегасящего состава из одной во вторую очереди; двух блоков электромагнитных кранов № 781100 (основной-/ и аварийный 3); трубопроводов, распылительных коллекторов 5, 7; системы сигнализации пожара ССП-2А и пяти механизмов аварийного включения системы в случае посадки с убранным шасси.
Огнетушители ОС-8МФ (рис. 8.12) установлены в первом техническом отсеке между шпангоутами № 25 и 27. Огнетушитель состоит из стального баллона 4 марки АРХ-8 , головки-затвора 1 типа ГЗСМ, манометра 2 и сифонной трубки 3, обеспечивающей полный выброс жидкой части заряда. Цилиндрическая часть баллона обмотана проволочной сеткой 7 для предохранения от разбрасывания осколков в случае взрыва огнетушителя. Емкость баллона — 8 л, вес пустого огнетушителя— 10,5 кГ, вес снаряженного огнетушителя— 19,8 кГ. Наполняется баллон фреоном 114В2 (тетрафтордибромат)—бесцветная жидкость с удельным весом 2,18 Г/см*. Вес заряда — 8,72 кГ. После заполнения фреоном в баллон нагнетается сжатый воздух до суммарного давления 100±5 кГ/см2 при температуре 20°С. Рабочее давление в баллоне контролируется по манометру и должно соответствовать величинам, указанным в таблице, помещенной на корпусе баллона (в диапазоне температур от —50 до +50°С давление должно быть в пределах
269'
63—121 кГ!смЗ). Предохранительная мембрана в штуцере головки разрывается при давлении 200±20 кГ!см?, и фреон из баллона выбрасывается через трубопровод 10 (см. рис. 8.11), выбивая установленный в нем сигнальный диск саморазряда (на шпангоуте № 24 снизу, слева).
Необходимо помнить, что продукты распада паров бромистых соединений токсичны и могут вызвать отравление человека. Поэтому в случае сильного обливания фреоном немедленно принять горячий душ, сменить одежду, а при ощущении головокружения, тошноты и головной боли обратиться к врачу.
Среднее время выброса заряда из огнетушителя около 6 сек.
Головка-затвор (рис. 8.13) огнетушителя состоит из четырех штуцеров 6, 11, 1 и 12 для подсоединения пиротехнического устройства, рабочего трубопровода, манометра и трубопровода саморазряда. При подаче тока к запалу пиропатрон ПП-З (5) взрывается, силой давления пороховых газов ударный шток поворачивает рычаг 4 и ось-защелка 3 освобождает откидной рычаг 9 запорного механизма. Под давлением из баллона клапан 10 отжимается вверх и огнегасящнй состав через штуцер 11 поступает через электромагнитный кран для тушения пожара.
Блоки электромагнитных кранов 781100 служат для распределения огнегасящего состава в левую и правую гондолы двигателей и расположены под полом
у шпангоута № 43. Аварийный блок 3 (см. рис. 8.11) кранов включен в систему параллельно основному блоку 4.
Блок (рис. 8.14) состоит нз корпуса 3, в который ввернуты один входной 6 и два выходных 1 штуцера. В каждом выходном штуцере установлен клапан 2, прижатый к седлу штуцера пружиной 7. Клапан 2 соединен со штоком 4 электромагнита 5 и при подаче сигнала на электромагнит клапан открывается вследствие втягивания шгока 4, открывая проход огнегасящему составу из штуцера 6 к штуцеру 1.
Распылительные колчекторы 7 (см. рис. 8.11) установлены па двигателе, а коллекторы 5 — на передней противопожарной перегородке вдоль внутреннего борта гондолы и в пилоне. Для хорошего распыления состава в коллекторах просверлены отверстия диаметром 1,5 мм. Коллекторы и трубопроводы выполнены из стальных труб.
Система сигнализации пожара ССП-2А состоит из датчиков ДПС-1АГ (6) и исполнительного блока БИ-2АУ. Датчики крепятся к специальным розеткам ССП-2ИРМ. В каждой гондоле двигателя установлено девять датчиков, образующих три группы, каждая из которых включает три последовательно соединенных датчика, установленных в разных частя : гондолы. Датчик представляет собой хромель-копелевую термопару. При изменении температуры среды, окружающей датчики, со скоростью не менее 2°С в секунду и одновременном нагреве датчиков до температуры 150°С в термобатарее возникает термоэлек-дродвижущая сила, достаточная для срабатывания поляризованного ре-
0
Рис 8 13. Головка-затвор огнетушителя-
1— штуцер к манометру; 2— предохранительная мембрана; 3— ось-защелка; 4 — рычаг; 5 — пиропатрон; о'— штуцер пиротехнического пускового устройства; 7 — корпус; 8 — винт; 9 — рычаг с крышкой; 10 — клапан; 11 — штуцер выходной; 12 — штуцер трубопровода саморазряда
ле в исполнительном блоке БИ-2АУ, установленном на стенке шпангоута № 60. В блоке имеется шесть поляризованных реле.
При срабатывании одного из реле >в блоке БИ-2АУ замыкается исполнительная цепь системы пожаротушения, в результате чего включаются световые сигналы в кабине экипажа и автоматически срабатывает первая очередь огнетушителей.
Для контроля и управления системой пожаротушения на верхнем электрощитке пилотов имеется панель противопожарной системы. Кроме того, в табло опасных режимов Т-8У2 на средней приборной доске находятся красные лампы «Пожар», сигнализирующие о возникновении пожара в соответствующей гондоле двигателя. На верхнем электрощит-ке находятся (рис. 8.15): главный выключатель 1 противопожарных систем; кнопка 2 проверки ламп (красных) пожарной сигнализации; переключатели 3 и зеленые лампы 4 пожарных кранов; две красные лампы 6 сигнализации пожара внутри двигателей; две кнопки 5 включения огнетушителя I очереди при пожаре внутри двигателей; две лампьнкноп-ки 7 (красные) сигнализации пожара и ручного включения (если пожар обнаружен визуально) I очереди системы пожаротушения в гондолах двигателей; три лампы 8 (белые) сигнализации исправности электроцепей пиропатронов трех очередей огнетушителей системы пожаротушения в гондолах двигателей; две лампы 12 (белые) сигнализации исправности электроцепей пиропатронов обоих огнетушителей системы тушения пожара внутри двигателей; две кнопки 10 и 9 для включения II и III очереди огнетушителей системы гондол двигателей и одна кнопка 11 для включения огнетушителя II очереди при пожаре внутри двигателя. Перед полетом главный выключатель должен быть включен, а все белые лампы 8, 12 (5 шт.) должны гореть, сигнализируя об исправности электроцепей пиропатронов всех очередей огнетушителей.
Работа системы тушения пожара в гондолах двигателей. При возникновении пожара в одной из гондол двигателей срабатывает система сигнализации ССП-2А, т. е. датчики термобатареи дают сигнал на реле в блоке БИ-2АУ, реле срабатывает, в результате 271
чего загорается сигнальная лампа «Пожар» в табло опасных режимов Т-8У2. Открывается электромагнитный кран в блоке 781100 для обеспечения подачи огнегасящего состава в соответствующую гондолу, загорается лампа-кнопка на верхнем электрощитке и срабатывает электропнев-матпческий клапан ЭК-69, открывая подачу сжатого воздуха к цилиндру для закрытия заслонки канала продува стартера-генератора загоревшегося двигателя. При срабатывании пирозатворов।огнетушителей I очереди гаснет их белая сигнальная лампа. После открытия электромагнитного крана блока 781100 замыкаются концевые выключатели в кране и ток подает-
Р11С. 8.14. Блок электромагнитных кранов 781100: ся реле, которое замы-— выходной штуцер; 2—клапан; 3—корпус; 4 — шток; КЙСТ Ц6ПИ ПИрОПЙТрОНОВ 5 электромагнит; 6 входной штуцер; 7 — пружина ДВУХ ОГНеТуШИТвЛеЙ I ОЧв-реди. Пиропатроны взрываются, и огнегасящии состав из огнетушителей I очереди через отверстия в распылительных коллекторах выбрасывается в гондолу двигателя в мелкораспыленном виде, создавая там среду, в которой горение невозможно. Кроме того, температура в гондоле понижается в результате испарения огнегасящего состава.
В случае возникновения пожара необходимо: перевести рычаг управления загоревшегося двигателя в положение «Останов», закрыть пожарный кран и кран наддува кабины от этого двигателя, снизить приборную скорость до 340 км/ч.
Рис. 8.15. Щиток противопожарных систем:
7—главный выключатель 2ВГ-15К противопожарных систем; 2 — кнопка 5КС проверки ламп сигнализации пожара (красных): 3— переключатели ППГ-15К управления пожарными кранами: 4 — «слепые лампы СЛМ-61 сигнапизации открытого положения пожарных кранов; 5 — кнопки 5КС включения огнетушителя ОС-2ИЛ первой очереди; 6 — лампы (красные) сигнализации пожара внутри двигателей; 7 — лампы-кнопки (кратные) сигнализации пожара в гондолах двигателей; 8 — лампы (белые) СЛМ-61 сигнализации исправности цепей пиропатронов огнетушителей ОС-8МФ; 9, 10 — кнопки 5КС включении огнетушителей 0С-8МФ III н II очереди; 11 — кнопка 5КС включения огнетушителя ОС-2ИЛ II очереди; 12 — лампы СЛМ-61 (белые) сигнализации исправности цепей пиропатронов огнетушителей ОС-211 Л
Если пожар потушен I очередью огнетушителей, то должна погаснуть красная лампа «Пожар» в табло опасных режимов, а лампа-кнопка продолжать гореть (электромагнитный кран открыт). В этом случае для приведения системы в исходное положение необходимо не ранее чем через 20 сек после срабатывания огнетушителей I очереди выключить и снова включить главный выключатель противопожарной системы (это время необходимо выдержать для того, чтобы дать возможность давлению в системе сравняться с атмосферным, так как при наличии давления в системе и в полости блока кранов 781100 электромагнитный кран при повторном включении системы не откроется). При этом электромагнитный кран в блоке 781100 закроется, лампа-кнопка погаснет, заслонка в канале продува стартер-генераторов откроется.
Если же пожар I очередью не потушен (лампа «Пожар» продолжает гореть), то необходимо нажатием кнопки включить II очередь огнетушителей, а в случае необходимости и III очередь (после срабатывания иирозатворов этих очередей гаснут их белые сигнальные лампы).
Если пожар был потушен II очередью, го необходимо привести систему в исходное положение, как и в случае тушения пожара 1 очередью.
При повторном возникновении пожара (при израсходованных огнетушителях I очереди), в гондоле, где пожар был уже потушен, или в другой гондоле автоматического включения огнетушителей не произойдет. В этом случае при загорании лампы «Пожар» и лампы-кнопки необходимо нажать на кнопку включения огнетушителей II, а при необходимости и III очереди. Если лампа «Пожар» загорается, а лампа-кнопка не загорается, то для открытия электромагнитного крана необходимо нажать лампу-.кнопку и лишь после этого нажимать на соответствующую кнопку включения огнетушителей.
Если в полете пожар ликвидировать не удается, то командир корабля должен немедленно экстренно снизиться для вынужденной посадки, после посадки экипаж должен принять меры к эвакуации пассажиров и почты и, по возможности, к тушению пожара.
При обнаружении пожара в гондолах визуально, когда лампа «Пожар» и лампа-кнопка не загораются от системы сигнализации, противопожарную систему гондол можно включить вручную, для чего после уточнения места йожара необходимо нажать на соответствующую лампу-кнопку (нажатие лампы-кнопки равносильно срабатыванию системы ССП-2А и тушение пожара будет происходить точно так же, как и при автоматическом включении системы).
Для предотвращения в о з н и к н о в е и п я пожара в гондолах двигателей при посадке с убранным шасси или поломке одной из ног на самолете предусмотрено аварийное включение противопожарной системы от ударных механизмов. Ударные механизмы установлены на подкосах-цилиндрах главных ног шасси (в нижней части), па консолях крыла снизу и на носовой части фюзеляжа между шпангоутами № 7 и 8 (всего пять механизмов, на самолетах до № 65618 установлены механизмы лишь на цилиндрах-подкосах главных ног шасси). Каждый механизм состоит из концевого выключателя А812В с рычажным устройством и кронштейна крепления с хомутом. При ударе о землю рычаг механизма нажимает на концевой выключатель, который замыкает цепи обоих электромагнитных кранов аварийного блока 781100 и отключает стартер-генераторы от бортсети. Краны открываются, и ток подается на пиропатроны огнетушителей всех трех очередей. Все шесть огнетушителей разряжаются в левую и правую гондолы двигателей, создавая там среду, предотвращающхто горение.
Система тушения пожара внутри двигателей. Система состоит из двух огнетушителей ОС-2ПЛ (поз. 9, см. рис. 8.11) с пиротехническим
273
пусковым устройством, разряжающихся в две очереди; обратного клапана 2, предотвращающего заполнение огнетушителя I очереди при разрядке второго огнетушителя, блоков 8 электромагнитных кранов 781100 для распределения огнегасящего состава в левый и правый двигатель; трубопроводов; системы сигнализации пожара 2С7К-
Огнетушители О С-2ИЛ размещены во втором техническом отсеке у шпангоутов № 39 и 40 и отличаются от огнетушителей ОС-8МФ только формой и емкостью баллона. Сферический баллон огнетушителя имеет емкость 2 л и заряжается фреоном 114Вг (вес заряда 2,725 кГ), после чего нагнетается воздух до давления 100±5 кГ/см2. Предохранительная мембрана разрывается при давлении 200+20 кГ1см2, при этом будет выбит сигнальный диск саморазряда, который находится у шпангоута № 39 на фюзеляже снизу. Головка-затвор на огнетушителе ОС-2ИЛ установлена такая же, как и на огнетушителе ОС-8МФ. Вес пустого огнетушителя — 3,5 кГ, а снаряженного — 6,3 кГ.
Блок электромагнитных кранов 781 100 размещен во втором техническом отсеке у шпангоута № 44.
Система сигнализации 2С7К включает в себя четыре термодатчика ДП-6, установленные на двигателях, и исполнительный блок 2С7К, установленный на стенке шпангоута № 60.
Работа системы тушения пожара внутри двигателей. При возникновении пожара внутри двигателя термоэлектродвижущая сила датчика достигает величины, достаточной для срабатывания соответствующего поляризованного реле в блоке 2С7К (всего в нем четыре реле), которое подает сигнал на соответствующую красную лампу «Пожар в двигателях» на верхнем электрощитке пилотов. Для тушения пожара необходимо нажать одну из кнопок (ту, которая находится под горящей лампой) для открытия электромагнитного крана и включения пирозатвора баллона I очереди. После срабатывания пирозатвора гаснет белая сигнальная лампа I очереди и огнегасящий состав подается в полость между кожухом вала 'И внутренним кожухом камеры сгорания. После тушения пожара огнетушителем I очереди (красная лампа погасла) систему необходимо привести в исходное положение, как и в случае пользования системой тушения пожара в гондолах двигателей.
Если же пожар огнетушителем I очереди не потушен (лампа «Пожар в двигателях» на верхнем электрощитке горит), то необходимо нажать кнопку для разрядки огнетушителя II очереди.
Действия экипажа при возникновении пожара внутри двигателя те же, что и при пожаре в гондолах двигателей. В случае попадания фреона 114В2 в двигатель (если фреон находился в нем не более 120 ч), необходимо слить масло и промыть двигатель. Если фреон находился в двигателе свыше 120 ч, то двигатель необходимо снять с самолета.
Предполетный осмотр и проверка исправности систем пожаротушения. В процессе предполетного осмотра необходимо:
1. При осмотре самолета убедиться, что ударные механизмы аварийного включения системы тушения пожара в гондолах двигателей находятся в исправном состоянии, а сигнальные диски саморазряда не выбиты.
2. При осмотре кабин убедиться, что бортовые огнетушители находятся на своих местах и опломбированы, а давление в огнетушителях систем пожаротушения соответствует табличным значениям.
3. Проверить исправность противопожарных систем, для чего включить соответствующие АЗС на левой панели АЗС и выключить там же АЗС «Включение баллонов», включить главный выключатель на щитке противопожарных систем. Нажать иа кнопку проверки исправности сигнальных ламп, при этом должны загореться четыре красные лампы на щитке противопожарных систем и две лампы в табло Т-8У2 на средней приборной доске. Нажать поочередно на лампы-кнопки, при этом 274
пампы-кнопки загораются, электромагнитный кран открывается (слышен щелчок в техотсеке № 2), срабатывает электропневмоклапан ЭК-69 на закрытие заслонки в канале продува стартер-генераторов (лампы в табло Т-8У2 при этой проверке гореть не должны). После отпускания лампы-кнопки она должна гореть (электромагнитный кран остается открытым). Если после отпускания лампа-кнопка гаснет, то электромагнитный кран неисправен. Выключить главный выключатель, лампы-кнопки должны погаснуть, электромагнитные краны закроются, заслонки в каналах продува стартер-генераторов откроются. Включить главный выключатель противопожарных систем и АЗС Включение баллонов», должно загореться пять белых ламп, сигнализирующих об исправности цепей пиропатронов двух очередей огнетушителей системы тушения пожара внутри двигателей и трех очередей огнетушителей системы тушения пожара в гондолах двигателей.
Предупреждение. Нажатие лампы-кнопки при включенном АЗС «Включение баллонов» приводит к разрядке огнетушителей I очереди в гондолу двигателя.
ГЛАВА 9
ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Для обеспечения максимальной дальности полета и максимальной экономичности пассажирский реактивный самолет должен совершать своп крейсерский полет на высотах, близких к практическому потолку (для самолета Ту-134 напвыгоднейшие высоты 10 500—11000 м). Давление наружного воздуха с подъемом на высоту уменьшается. Закон этого изменения давления выражается данными международной стандартной атмосферы (MCA).
Человеческий организм функционирует нормально примерно до высоты 2 400 м, т. е. до давления 0,75 от нормального атмосферного давления на уровне моря. При падении атмосферного давления падает парциальное давление кислорода, т. е. часть общего давления воздуха, приходящаяся на долю кислорода в окружающем воздухе. Из данных физиологических исследований известно, что минимальным значением парциального давления кислорода, при котором кровь еще насыщается на 80—85% кислородом, является величина 47—50 мм рт. ст. Этому парциальному давлению кислорода соответствует высота 4,5 км, являющаяся физиологическим пределом высоты для полетов в негерметичной кабине самолета. С уменьшением парциального давления кислорода процесс диффузии его в кровь через тонкие стенки кровеносных сосудов затормаживается, насыщение крови кислородом происходит в недостаточной степени и наступает кислородное голодание, проявляющееся в человеческом организме самым различным образом:
появляется головная боль, сонливость, уменьшается быстрота реакции;
ухудшается деятельность органов слуха и зрения;
нарушается процесс пищеварения и ухудшается обмен веществ;
появляется тоскливое настроение, а иногда, наоборот, беспричинная веселость.
Длительное кислородное голодание приводит к обмороку и в конечном итоге к смерти. Следует отметить то обстоятельство, что испытывающий кислородное голодание человек не чувствует его и чаще всего не осознает того тяжелого состояния, в котором он находится, до момента потерн сознания.
С увеличением высоты полета падает также парциальное давление азота и соответственно уменьшается количество азота, которое может . 275
раствориться в крови и тканях. Образующийся при этом в организме излишек азота при быстром подъеме самолета на высоту в открытой кабине выделяется из крови и тканей в виде газовых пузырьков, которые оказывают механическое воздействие на ткани, нервные окончания и кровеносные сосуды, что вызывает зуд, сыпь, боли в суставах и мышцах, а в более тяжелых случаях — временное местное состояние паралича. Явление, вызывающее боли в суставах и мышцах, получило название аэроэмболизма.
Реакция человека на все эти явления, вызванные нарушением отдельных функций организма на больших высотах, крайне субъективна и в большей степени зависит от его тренированности.
Наиболее благоприятным давлением воздуха для организма человека является давление около 760 лмг рт. ст. Однако поддержание такого давления в герметической кабине самолета очень невыгодно, так как на фюзеляж будет действовать большой перепад давлений при полете на больших высотах, что потребовало бы значительного усиления конструкции фюзеляжа, а следовательно, заметного увеличения его веса. Величина перепада давлений Ар должна быть такой, чтобы дополнить атмосферное давление на максимальной эксплуатационной высоте (для высоты 11 км — 169,6 мм рт. ст., для высоты 12 км — 144,9 мм рт. ст.) до давления 570 мм рт. ст., соответствующего высоте 2 400 м по MCA. Выбранная таким образом в зависимости от максимальной эксплуатационной высоты полета величина необходимого перепада давления вводится как эксплуатационная нагрузка в расчет герметической кабины на статическую и усталостную прочность и как расчетная величина в систему автоматического регулирования давления в кабине.
Создание гермокабины является единственным мероприятием, обеспечивающим на больших высотах необходимые жизненные условия и комфорт пассажирам и экипажу.
Разгерметизация (декомпрессия) гермокабины подвергает пассажиров и экипаж большой физиологической опасности. Не считая таких побочных явлений, как образование тумана вследствие выпадения влаги и возникновение сильных потоков воздуха, увлекающих за собой пыль, сор и отдельные незакрепленные предметы, которые могут нанести ушибы и увечья пассажирам, внезапная разгерметизация может иметь следующие последствия:
1. Быстрое изменение давления от величины, соответствующей высоте 2400 м (570 мм рт. ст), до величины, соответствующий высоте 10—12 км (198,2—144,9 мм рт. ст.), может привести к повреждению внутренних органов человека, особенно легких вследствие расширения газов, возможны также кровоизлияния в легкие, сердце и в голову (под твердой мозговой оболочкой и позади барабанной перепонки в ушах), что быстро приводит к обморочному состоянию человека, он теряет сознание, даже может наступить смерть.
2. Обмораживание пассажиров и экипажа вследствие постепенного снижения температуры в кабине до температур, близких к температуре наружного воздуха минус 50—56,5°С.
Если люди, находившиеся в кабине, перенесли сам процесс декомпрессии, то их возможности пребывания на большой высоте крайне ограничены. «Активное» или «резервное» время, в течение которого от момента начала острого кислородного голодания человек находится в сознании, зависит от «высоты», установившейся в кабине, и от индивидуальной выносливости человека. Некоторые исследователи этой проблемы называют величину «резервного» времени 20—26 сек при изменении «высоты» в кабине с 2,4 до 12 км, другие считают, что оно не превосхо-| днт 10 сек. При изменении «высоты» в кабине с 2,4 до 8 км «резервное» время равно примерно 180 сек, до 9 км—120 сек, 10 км — 60 сек, 276
11 км — 40 сек (без использования кислородной маски при внезапной разгерметизации кабины). За «активным» временем следует потеря сознания, дальнейшее нарушение жизнедеятельности человеческого организма вплоть до наступления смерти.
Внезапная или взрывная разгерметизация может быть вызвана следующими причинами.
1. Разрушением конструкции гермокабины, особенно стекол фонаря экипажа, окон, дверей, аварийных и грузовых люков вследствие недостаточной прочности из-за появившейся коррозии и неправильной их эксплуатации.
2. Повреждением конструкции гермокабины извне при разрушении дисков и лопаток турбин двигателей, при попадании в самолет ударов молнии или птиц, при соприкасании в воздухе с другими самолетами.
3. Неисправностью системы автоматического регулирования давления.
Для предотвращения возможности разгерметизации гермокабины на самолете Ту-134 обеспечена ее высокая статическая и усталостная прочность при работе от сил внутреннего давления, внешних аэродинамических и инерционных сил (разрушающий перепад давлений для фюзеляжа 1,2 кГ/см2, для фонаря кабины— 1,4 кГ/с.ч2, для остекления пассажирской кабины — 3 кГ/см2). Все люки и двери самолета прижимаются внутренним давлением к своим окантовкам с тем, чтобы они сами не могли открыться в полете и чтобы человек не мог их открыть случайно или умышленно. Остекление фонаря летчиков, помимо удовлетворения требованиям статической усталостной прочности, выдерживает удар большой птицы весом до 2 кГ.
На самолете имеется световая и звуковая сигнализация падения давления, автоматически срабатывающая как только «высота» в кабине поднимается выше 3 000±150 м.
Если разгерметизация гермокабины все же произошла, то наиболее радикальной мерой является экстренное снижение самолета на безопасную высоту (порядка 4 000—4 500л<). Пилот, получивший сигнал о падении давления в гермокабине, обязан немедленно начать экстренное снижение с возможно большей вертикальной скоростью, не допуская превышения максимально допустимого числа М=0,82 до высоты 8 600 м, а на меньших высотах — превышения максимально допустимой скорости по прибору 600 км/ч.
Чтобы самолет снижался с вертикальной скоростью 45—50 м!сек и не разгонялся по траектории, перед началом снижения необходимо перевести двигатели иа малый газ и выпустить шасси. Человек выносит без всяких болевых ощущений изменение давления со скоростью не более 0,18 мм рт. ст./сек, т. е. со скоростью 2,5—3 м/сек по кабинному вариометру на больших высотах и около 2 м/сек на высотах 6—7 км и ниже. При большей скорости изменения давления в кабине возникают боли в ушах, лобной пазухе, в легких. Но кратковременно возможно допустить увеличение скорости изменения давления в кабине до 2 мм рт ст./сек, что позволяет обеспечить экстренное снижение самолета с высоты 11 км до высоты 5 км за 2 мин 40 сек. При таком снижении «резервное» время превышено не будет и пассажиры теоретически останутся здоровы даже без применения кислородного питания, хотя большинство из них будет находиться в полуобморочном или обморочном состоянии.
Требования к герметической кабине пассажирского самолета. Герметическая кабина самолета Ту-134 выполнена по так называемой вентиляционной схеме, т. е. с непрерывной подачей воздуха в кабину от компрессоров двигателей и непрерывным выпуском воздуха вместе с выделяемым из организма углекислым газом в атмосферу через выпускные клапаны системы автоматического регулирования давления в кабине самолета.
/
К герметической кабине пассажирского самолета предъявляются следующие требования.
1. Воздух в гермокабине должен сменяться не менее 25—30 раз за за 1 ч, чтобы обеспечить его чистоту и постоянный состав. Частота смены воздуха определяется забираемым количеством его от компрессоров двигателей.
2. При подаче воздуха в кабину скорость движения воздуха не должна превышать 0,5 м)сек во избежание «сквозняков».
3. Температура воздуха в кабине должна быть 20±2°С при неравномерности поля температур не более 3°С по длине, ширине и высоте кабины.
4. Температура воздуха, подаваемого в кабину для ее обогрева, не должна превышать 75—80°С, а температура воздуха, подаваемого по линии вентиляции (общей и индивидуальной),---(-15°С на установивших-
ся режимах.
5. Влажность воздуха должна составлять 25—60%, хотя понижение ее не влечет за собой серьезных последствий для человеческого организма. Увлажнители воздуха на самолете не применяются, так как их установка пока не дает желаемых результатов.
6. Из условия прочности гермокабины, рассчитываемой на внутреннее давление, обратный перепад давления (наружное атмосферное давление больше давления в кабине, например, при экстренном снижении в случае разгерметизации) не должен превышать 0,007 кГ)см2 (5,2 мм рт. ст.), а система регулирования нормального перепада давления должна выдерживать заданный расчетный перепад с точностью до ±0,02 кПсм2.
7. Общая герметичность кабины вентиляционного типа должна быть такой, чтобы при расчетном перепаде давлений утечка воздуха из кабины не превышала бы 2 кГ/ч на 1 м3 объема (объем гермокабины самолета Ту-134 равен 114,33 Л13), что проверяется при испытании кабины на герметичность по времени падения перепада давления от 0,57 кГ1см2 до 0,1 кГ1см2 (время падения должно быть не менее 25 мин).
СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
Система кондиционирования воздуха обеспечивает:
1. Наддув гермокабины, т. е. поддержание необходимого давления согласно заданному закону на всех высотах полета.
2. Вентиляцию гермокабины, т. е. поддержание постоянного состава воздуха и его чистоту.
3. Обогрев гермокабины.
Система кондиционирования воздуха работает по принципу открытого воздушного цикла за счет сжатого воздуха, отбираемого от четвертых ступеней второго каскада компрессоров обоих двигателей. В зависимости от режима работы двигателей и высоты полета количество отбираемого воздуха составляет 3 500—4 000 кГ1ч от обоих двигателей. Температура отбираемого водуха может быть в диапазоне от 120 до 300°С, давление — от 1,7 до 7 кГ!см2.
Кондиционирование отбираемого от компрессоров двигателей воздуха осуществляется системами вентиляции и обогрева. Система кондиционирования имеет автоматические устройства, поддерживающие необходимую температуру и давление в гермокабине, позволяет осуществлять контроль за расходом воздуха, температурой воздуха в самой системе и кабинах самолета, а также контроль за высотой и перепадом давления в кабине со световой и звуковой сигнализацией их предельных значений.
Система кондиционирования воздуха обеспечивает непрерывную подачу свежего воздуха в гермокабину и выпуск отработанного воздуха 278
р. мирт. cm.
Рис. 9.1. График закона изменения давления в герметической кабине в зависимости от высоты полета
вместе с выделяемым из организма человека углекислым газом в атмосферу через выпускные клапаны системы автоматического регулирования давления (АРД). Система АРД поддерживает следующий закон изменения давления в гермокабине: при изменении высоты полета (рис. 9-1): до высоты 6 300 м давление в кабине поддерживается 760 мм рт. ст., а на больших высотах давление в гермокабине постепенно понижается с увеличением высоты эквидистантно кривой падения давления по MCA при сохранении постоянного перепада давлений в гермокабине и за бортом самолета в 0,57 кПсм2. На высоте полета 12 км давление в гермокабине соответствует давлению на высоте 2 400 м по MCA.
Количество воздуха, поступающего в гермокабину, на малых высо тах обеспечивает 32-кратный обмен воздуха в течение 1 ч, а на высоте 12 км — 25-кратный. Воздух поступает в верхнюю и нижнюю части гермокабины, что обеспечивает равномерную температуру и достаточную вентиляцию во всех ее точках.
Горячий воздух с температурой около 70°С поступает из панелей обогрева снизу, а холодный с температурой около 10°С — сверху, что создает хорошие условия конвекции. Отбор воздуха для работы системы кондиционирования производится от фланцев компрессоров двига телей через две перекрывные заслонки по двум магистралям — по одной от каждого двигателя. Затем магистрали от каждого двигателя разветвляются, образуя системы вентиляции и обогрева. После разветвления трубопроводы линий вентиляции от левого и правого двигателей объединяются в общую магистраль вентиляции, а трубопроводы линий обогрева от левого и правого двигателей — в общую магистраль обогре ва. Наличие обратных клапанов в трубопроводах вентиляции и обогрева, идущих от каждого двигателя, обеспечивает нормальную работу системы в случае отказа одного нз двигателей.
Управление электромеханизмами перекрывных заслонок отбора воздуха от левого и правого двигателя осуществляется двумя переключателями ПНГ-15К нажимного типа, расположенными на приборной дос ке правого пилота. Переключатели имеют надписи: «.Наддув кабин — Больше — Меньше». При нажатии этих переключателей в сторону надписи «Больше» открываются заслонки отбора воздуха от левого и правого двигателей. При нажатии этих переключателей в сторону надписи «Меньше» заслонки закрываются, отбор воздуха уменьшается или прекращается полностью в зависимости от времени нажатия переключателей.
279
СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ ГЕРМОКАБИНЫ
Система вентиляции (рис. 9.2) гермокабины служит для подачи свежего воздуха в кабину с целью вентиляции и наддува. Система предусматривает вентиляцию в полете от работающих двигателей, вентиляцию в полете от скоростного напора при полетах на высотах до 3 км и вентиляцию кабин на земле от работающих двигателей. Кроме того, кабину можно вентилировать на земле от наземного кондиционера.
Систему вентиляции кабин от работающих двигателей образуют магистрали, идущие от места разветвления общих трубопроводов системы кондиционирования. До шпангоутов № 55 в магистралях установлены два обратных клапана 15 (изделие 509). Во избежание выхода из строя турбохолодильника и для улучшения работы системы с негерметичной стороны шпангоута № 55 в магистралях, идущих от левого и правого двигателей, установлены ограничители 16 абсолютного давления (изделие 2134АТ), понижающие давление воздуха до 3,1±0,2 кГ)см2. После ограничителей давления магистрали от левого и правого двигателей объединяются и воздух по общему трубопроводу подводится к воздуховоздушному радиатору (ВВР) 20, где температура его понижается на 150—170°С за счет продувки радиатора скоростным напором, входной канал для которого расположен в форкиле. После ВВР воздух, охлажденный до температуры +35-----(-75°С (на крейсерских высотах), посту-
пает в турбохолодильник (ТХ) 24, где вторично понижает свою температуру до —15----f-25°C. От турбохолодильника воздух подходит к ог-
раничителю скорости нарастания давления (4861) 33 и одновременно через регулятор избыточного давления 34, глушитель 27 шума, мерную шайбу 28 и два обратных клапана 14 и 32 к коробу 31 вентиляции.
Рнс. 9.2. Принципиальная схема системы вентиляции:
1— ручная заслонка штурмана; 2— вентилятор кабины штурмана; 3 — трубопровод; 4— ручная заслонка в кабине экипажа; 5. 9, 10 — датчики температуры П-9 из комплекта ТВ-19; 6— задатчик температуры 2400; 7 — воздухопроводы вентиляции кабины экипажа; 8 — бортовой короб вентиляции; 11 — блок 2427; 12, 15 — обратные клапаны 509; 13, 29 — датчики температуры П-1; 14 — обратный клапан 124А-7611-235; 16 — ограничители абсолютного давления 2I34AT; 17 — обратные клапаны 2355; 18 — штуцер подсоединения наземного кондиционера; 19 — электро механизм МПК 13А5 заслоикн вентиляции на малых высотах; 20 — воздухо-воздушный радиатор 1615; 21 — заслонка выходного канала ВВР; 22— электропиевматическнй клапан 1200Л управления заслонкой 21; 23— масломер турбохолодильннка. 24— турбохолодильник 1621; 25, 26 — распределители воздуха 514; 27— глушитель шума 507; 28 — мерная шайба; 30 — штепсельный разъем наземной проверки блока 2427; 31 — короб вентиляции; 32 — обратный клапан 510; 33 — ограничитель скорости нарастания давления 4861; 31 — регулятор избыточного давления 4833; 35 — указатели температу-
ры ТВ-1
2Ь0
Обратные клапаны 17 линий вентиляции кабин от скоростного напора и наземного кондиционера при этом закрываются потоком воздуха. Для измерения температуры в коробе вентиляции на входе в него установлен датчик температуры П-1 (13), термометра ТУЭ-48, указатель которого расположен на приборной доске правого пилота.
Во избежание понижения температуры воздуха в системе вентиляции при очень низких температурах окружающего воздуха воздухе-воздушный радиатор и турбохолодильник имеют две обводные магистрали, по которым горячий воздух можно перепускать помимо турбохолодильни ка или помимо турбохолодильнпка и воздухо-воздушного радиатора На этих обводных магистралях установлены распределители воздуха (изделия 514) 25 и 26, регулирующие количество горячего воздуха, что позволяет поддерживать определенную температуру за турбохолодиль ником.
Переключатели управления электромеханизмами распределителей воздуха расположены на щитке системы кондиционирования в кабине экипажа на правом борту и имеют четыре положения: «Автомат», «Горячо», «Холодно» и «Выключено». Пользуясь этими переключателями, можно автоматически или вручную установить заслонки распределителей воздуха в положения, обеспечивающие нужную температуру в системе вентиляции, контролируемую по указателю термометра ТУЭ-48.
Скорость и шум при движении воздуха по системе вентиляции из-за
Контрольный щцгпоп о заднем багажнике
Крамы наддуба Вешая ЛвВый ПроМ нами
Откр.Залр Отяр. Зам tvceie о о о ,о о-npsiuSooaotSitufruu крыло „ кШ ЗаЬврмцяи
Правый Ptlui Леб. Проб Откр-Заяр дгкрЗаяр
оооооо
Йеягил кабины
ВЫКЛ-
Сшнал ttafltya протибоаблео
Выкл
'Велтиляцая Питание тх ВВР аВт адт абт
<--г--т
О XX XX-
ОбвгреВ кабины Экипаж Пв/гЗ. ЭаЗн-аВгп. atm. atm /СХ/СХХХ Вемтия Вешил Пере? намол на мыле Взлеп*
281
больших расходов воздуха и пульсаций его после компрессоров двигателей и турбохолодильника достаточно велики. Поэтому в системе-установлен глушитель 27 шума. Обратные клапаны 15 служат для перекрытия и предотвращения утечек воздуха из системы вентиляции при остановке одного из двигателей. В этом случае обеспечивается нормальная работа системы вентиляции от одного двигателя.
Раздача воздуха по гермокабине осуществляется из щелей, патрубков и насадков индивидуальной вентиляции, куда воздух поступает по коробам и воздухопроводам. В гермокабине от шпангоута №55 до шпангоута № 47 идет один общий короб 31 большого сечения, который затем разветвляется на два короба 8, идущих вдоль багажных полок. От этих коробов идут ответвления, снабжающие воздухом насадки индивидуальной вентиляции, и патрубки раздачи. В общем коробе имеется ряд щелей, по которым воздух поступает в задний багажник и туалеты. От короба, расположенного вдоль правой багажной полки, идет воздухопровод в буфет, к месту работы бортпроводника. На этом трубопроводе имеются три насадки индивидуальной вентиляции. От шпангоута № 45 в верхней части фюзеляжа идут два воздухопровода 7, которые затем объединяются в один для подачи свежего воздуха в кабину экипажа. Воздухопровод экипажа имеет ручную заслонку ~4, расположенную вверху у шпангоута № 9. Такая же заслонка 1 установлена и на воздухопроводе вентиляции отсека штурмана. Для увеличения подачи свежего воздуха в отсек штурмана на этом же воздухопроводе установлен вентилятор 2 кабины штурмана.
Для улучшения условий работы при повышенных температурах предусмотрен индивидуальный обдув членов экипажа вентиляторами ДВ-3, создающими местную циркуляцию воздуха. Выключатели ВГ-15К вентиляторов пилотов установлены на электрощитах правого и левого пило тов. Выключатель ВГ-15К. вентилятора ДВ-3 штурмана расположен на панели выключателей штурмана, а выключатель вентилятора кабины штурмана — на кислородном щитке штурмана. Для устранения помех радиоприему, создаваемых электродвигателями вентиляторов, в их цепи питания включены конденсаторы емкостью по 4 мкф, а питающие провода экранированы.
Автоматы защиты сетей системы кондиционирования расположены на правой панели АЗС.
Система вентиляции кабин на земле. При работе системы вентиляции от работающих двигателей на земле воздухо-воздушный радиатор продувается атмосферным воздухом, который просасывается одноступенчатым компрессором, сидящим на одном валу с турбинкой турбохолодильника. Атмосферный воздух забирается через воздухозаборник в киле и после продувки радиатора выходит за борт через патрубок, расположенный в нижней части фюзеляжа. Для исключения подсоса воздуха нз атмосферы выходной канал воздухо-воздушного радиатора перекрывается четырехпластинчатоп заслонкой 21 с помощью воздушного цилиндра, шток которого посредством рычагов и поводка соединен с пластинами заслонки.
При установке переключателя ППНГ-15К «Вентиляция на земле» в положение «Открыто» на щитке кондиционирования срабатывает элект-ропневматический клапан 22 (изделие 1 200А), расположенный на левом борту фюзеляжа у шпангоута № 57. Клапан перепускает сжатый воздух, забираемый от пятой ступени компрессоров из магистрали обогрева воздухозаборников с давлением около 6 кГ/см2, в воздушный цилиндр управления заслонкой 21. Шток воздушного цилиндра 1 выдвн гается (рис. 9.3) и через систему рычагов поворачивает пластины заслонки, перекрывая выходной канал ВВР за 1—2 сек. При установке переключателя ППНГ-15К в положение «Закрыто» электропневматпче-
282
Рис. 9.3. Заслонка выходного канала воздухо-воздушного радиатора ВВР: / — воздушный цилиндр; 2— рычаг; 3 — корпус; 4 — ось; 5—втулка; 6 —пластина; 7 — поводок, 8 — болт; 9 — кронштейн
ский клапан сообщает воздушную полость цилиндра с атмосферой и под действием возвратной пружины шток цилиндра втягивается, поворачивая пластины в обратном направлении и открывая выходной канал ВВР.
При включении вентиляции на земле загорается красная сигнальная лампа с надписью «Перед взлетом выключи», расположенная рядом с переключателем ППНГ-15К на щитке кондиционирования и подключенная в электроцепь переключателя. Горение лампы напоминает о необходимости выключения вентиляции на земле непосредственно перед взлетом и закрытия заслонок наддува.
Перед включением вентиляции на земле необходимо убедиться, что вентиляция на малых высотах выключена, закрыть распределители воздуха в обводных каналах ВВР и ТХ, установив их переключатели «Вентиляция ТХ, ВВР» в положение «Холодно» на 50 сек. После этого можно открыть перекрывные заслонки «Наддув кабин».
Вентиляция кабин на малых высотах. Система вентиляции на малых высотах служит для подачи в короб вентиляции атмосферного воздуха при полете на высоте до 3 000 м.
При установке переключателя «Вентиляция на малых высотах» в положение «Открыто» на щитке кондиционирования срабатывает электро-механизм МПК-13А5 (поз. 19, на рис. 9.2; расположен на входном канале воздухо-воздушного радиатора у шпангоута № 57 в верхней части), который поворачивает заслонку, перекрывая входной канал радиатора. Скоростной напор через воздухозаборник в киле и через два обратных клапана /7 и 14 поступает в короб вентиляции и далее в систему.
Закрытое положение заслонок входного канала радиатора контролируется по загоранию белой лампы на контрольном щитке в заднем багажнике.
При пользовании системой вентиляции на малых высотах переключатель ППГ-15К «Сброс давления» (на приборной доске правого пилота внизу под красным колпачком) перед взлетом необходимо установить в положение «Замедленный» для обеспечения выпуска воздуха и свободной вентиляции кабин.
После пользования системой вентиляции на малых высотах перед включением наддува кабин от двигателей необходимо установить переключатель «Сброс давления» в положение «Выключен», переключатель «Вентиляция на малых высотах» — в положение «Закрыто». Лишь после
283
этого можно открывать заслонки наддува кабин, так как при выключении сброса давления после открытия заслонок наддува произойдет резкое повышение давления в кабинах, что плохо скажется на самочувствии пассажиров (на барабанных перепонках ушей)-
Запрещается одновременное пользование наддувом кабин от двигателей и системой вентиляции на малых высотах, так как радиатор не будет продуваться и его можно вывести из строя.
Обработка кабин на земле от наземного кондиционера. На самолете предусмотрено охлаждение или обогрев кабин в зависимости от температуры окружающего воздуха с помощью наземного кондиционера, который подключается через штуцер 18, установленный на левом борту у шпангоута № 57. После штуцера в трубопроводе установлен обратный клапан 17 (изделие 2 355), предотвращающий утечки воздуха в случае негерметичности крышки штуцера. При обогреве кабин наземным кондиционером воздух, поступающий в короб вентиляции, должен иметь температуру не более 60°С. На самолете с № 65623 имеется дополнительный штуцер в районе шпангоутов № 40 и 41 для подключения наземного кондиционера (под люком второго техотсека).
АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
Перекрывная заслонка 2 517 служит для перекрытия магистрали кондиционирования наддува кабин. Заслонка включает в себя перекрывное устройство, состоящее из корпуса, конической пары шестерен, валика с заслонкой и электромеханизма МПК-5А. В корпусе имеются специальные отверстия для контроля за положением заслонки и кулачок, являю щийся упором для выключения заслонки в крайних положениях. Полностью открывается или закрывается заслонка за 6—7 сек. Для контроля открытого и закрытого положения заслонок на контрольном щитке в заднем багажнике имеются четыре белые лампы с надписью «Краны наддува — Открыто — Закрыто», (см. рис. 9.2).
Расположены перекрывные заслонки в пилонах двигателей — по одной в пилоне.
Компенсаторы типа СРГС, РГТ8Д2. Компенсаторы типа СРГС (сварной рукав гибкий, стальной) служат для компенсации монтажных зазоров, перекосов и длин магистралей воздухопроводов в зависимости от температуры. В системе кондиционирования установлены два компенсатора в пилонах двигателей. На самолетах с № 65623 установлены компенсаторы типа РГТ8Д2. Каждый компенсатор состоит из стального гибкого рукава, экрана и фланцев
Ограничитель абсолютного давления 2134АТ предназначен для поддержания давления, равного 3,1 ±0,2 кГ/см2 перед воздуховоздушным радиатором и турбохолодильником.
Ограничитель состоит из корпуса (рис. 9.4), командного сильфона 7, исполнительного сильфона 6, верхнего 2 и нижнего / основных клапанов, дросселирующего устройства 3, аварийного клапана 4 и тормозного устройства 9.
Командный сильфон предназначен для поддержания постоянного давления во внутренней полости исполнительного сильфона, равного давлению на выходе из регулятора, путем перепуска части воздуха в атмосферу. Исполнительный сильфон, нижняя крышка которого соединена со штоком клапанов, предназначен для открытия и закрытия этих клапанов на определенную величину в зависимости от давления на выходе Дросселирующее устройство ограничителя не позволяет ему реагировать на любые изменения давления, что обеспечивает стабильную работу агрегата. Тормозное устройство способствует затуханию возникающих автоколебаний исполнительного механизма.
" Ограничитель работает следующим образом. Воздух, поступающий
Рис. 9.4. Схема работы ограничителя абсолютного давления 2134АТ:
I — нижиий клапан; 2 — верхний клапан; 3 — дроссельное устройство; 4 — аварийный клапан: 5 — клапан; 6 — исполнительный сильфон; 7 — командный снльфон; в — седла; 9— тормозное устройство
Рис, 9.5. Принципиальная схема турбохолодильника:
/ — стакан; 2 — корпус компрессора; 3 — щиток;
4 — входной патрубок компрессора; 5 — подшипник; 6 — вал; 7 — диск компрессора; 8 — полость;
9— улитка турбины; 10— выходной патрубок турбины; И — диск турбины; 12 — сопловой венец турбины; 13 — канал; 14 — корпус подшипников; 15 — масляная полость; 16 — улитка компрессора
через входной штуцер, проходит через щели между клапанами 1 и 2 и седлами 8 корпуса и одновременно по каналу в корпусе поступает во внутреннюю полость исполнительного сильфона через дросселирующее устройство 3. Со стороны выхода воздух через специальное отверстие поступает в наружную полость исполнительного сильфона. Командный сильфон 7 в случае повышения давления во внутренней полости исполнительного сильфона 6 сожмется и откроет клапаном 5, закрепленным к его верхней крышке, отверстие, через которое часть воздуха из внутренней полости исполнительного сильфона стравится в атмосферу. В результате образования разности давлений снаружи и внутри исполнительный сильфон сжимается и прикрывает клапаны 1 и 2, не допуская давления на выходе более 3,1 ±0,2 кГ1см2. На больших высотах полета, когда давление за компрессорами падает и не превышает 3,1 кГ!см", клапаны ограничителя полностью открыты и исполнительный сильфон практически не работает.
В случае разгерметизации командного сильфона, а также в случае чрезмерного повышения давления на выходе из ограничителя вступает в работу аварийный клапан 4, сбрасывающий излишек воздуха из внутренней полости исполнительного сильфона 6, в результате чего он сожмется и прикроет клапаны 1 и 2.
Два ограничителя давления 2134АТ установлены у шпангоута № 55 со стороны негерметичной части фюзеляжа.
Воздухо-воздушный радиатор ВВР (изделие 1 615) является первичной ступенью охлаждения воздуха, идущего от двигателей в систему вентиляции. Температура в ВВР понижается в среднем на 150—170"С.
285
ВВР имеет вид прямоугольного блока, собранного из трубок, через которые проходит горячий воздух. Пройдя половину блока, воздух меняет направление на обратное, таким образом дважды встречаясь с потоком продувочного воздуха, идущего между трубками в перпендикулярном направлении. Охлаждающая поверхность ВВР — 26,2 м2, разрушающее давление — 10 кГ!см2, вес — 50 кГ.
Воздухо-воздушный радиатор расположен в хвостовом отсеке между шпангоутами № 56 и 58 на левом борту.
Турбохолодильник ТХ (изделие 1621) выполняет две функции (рис. 9.5).
1. Охлаждает воздух, поступающий из ВВР, являясь второй ступенью охлаждения.
2. Просасывает воздух своим компрессором для продувки ВВР при работе системы кондиционирования на земле.
Турбохолодильник ТХ состоит из турбины и компрессора, связанных между собой общим валом 6, улитки 9 турбины и улитки 16 компрессора, соплового венца 12 и других деталей.
Воздух, поступающий из ВВР, идет в сопловой венец, где скорость его возрастает и он адиабатически расширяется, теряя температуру и давление. Набегая с большой скоростью на лопатки диска турбины, воздушный поток вращает ее, превращая кинетическую энергию в механическую энергию вращения. В результате совершения работы температура и давление воздуха падают.
В выходной патрубок ТХ воздух поступает с давлением 0,7 — 1,22 кГ]см2 с температурой — 50-:-±35°С.
Нагружается турбина за счет компрессора, который засасывает воздух из канала, сжимает его и выбрасывает в атмосферу.
Турбохолодильник имеет масляную полость и устройство для подачи масла к подшипникам (масловоды и фильтр).
Между улитками в нижней и верхней части корпуса имеются резьбовые отверстия под штуцера для соединения с помощью гибкого шланга маслопровода с уровнемером масла. Масло в систему смазки ТХ заливается через уровнемер, который имеет фильтр и прозрачный стакан с двумя кольцевыми рисками для контроля минимального и максимального уровней масла в ТХ. Внизу уровнемера имеется пробка для слива масла. Масло заменяется через 200±10 ч налета. В системе смазки турбохолодильника применяется масло ЛНМЗ=36/1.
Турбохолодильник рассчитан на производительность 2 200±200 кГ/ч у земли и 850±80 кГ/ч на высоте 12 км.
Установлен турбохолодильник в хвостовом техническом отсеке между шпангоутами № 58 и 59 на левом борту.
Распределители воздуха (изделие 514). Два распределителя воздуха, установленные в системе вентиляции, служат для перепуска воздуха через ВВР и ТХ или помимо их, благодаря чему поддерживается необходимая температура в коробе вентиляции и кабинах самолета. Два других распределителя воздуха установлены в системе обогрева передней и задней кабины пассажиров .н служат для регулирования количества воздуха, а следовательно, и температуры по линии обогрева.
Распределитель воздуха состоит из корпуса и электромеханнзма МПК-1. на выходном валике которого имеется муфта. К ней закреплен один конец спиральной пружины, другой конец пружины закреплен к оси заслонки. Спиральная пружина обеспечивает прилегание заслонки к корпусу с натягом. Заслонка перекрывает магистраль полностью или частично при повороте оси заслонки электромеханизмом. Полное перемещение заслонки из одного крайнего положения в другое осуществляется за 50 сек.
Два распределителя воздуха системы вентиляции расположены в хвостовом техническом отсеке у шпангоутов № 56 и 58. Управляются
286
зги распределители переключателями П2НПГ-15Г «Вентиляция — ТХ — ВВР» на щитке системы кондиционирования, имеющими следующие положения: «Автомат», «Холодно», «Горячо» и «Выключено».
Два распределителя воздуха системы обогрева расположены под полом у шпангоутов № 24 п № 37. Эти распределители управляются переключателями П2НПГ-15К «Обогрев кабин — Передней — Задней», имеющими следующие положения: «Автомат», «Холодно», «Горячо», «Выключено». Электромеханизм МПК-1 в крайних положениях заслонок выключается концевыми выключателями внутри корпуса электромеханизма.
Глушитель шума (изделие 507) предназначен для снижения уровня шума, возникающего вследствие пульсации давления при работе компрессоров двигателей и турбохолодильника, а также при движении воздушного потока по магистралям и через заслонки.
Глушитель шума представляет собой цилиндрический кожух из нержавеющей стали, внутри которого имеется перфорированная труба, покрытая латунной сеткой. Пространство между сеткой и кожухом заполнено звукопоглощающей набивкой — стеклотканью АСТТ, между набивкой и сеткой проложена в два слоя специальная ткань толщиной 0,3 мм.
При прохождении воздуха через стеклоткань теряется значительная часть его звуковой энергии.
Набивка работает в диапазоне температур — 60—|-450оС, эффект глушения равен не менее 10 дб.
Установлен глушитель шума в хвостовом техотсеке между шпангоутами № 56 и 58 слева.
Мерная шайиа служит для замера количества (весового расхода) воздуха, поступающего в гермокабину по линиям вентиляции н обогрева. Для определения весового расхода измеряется разность между давлениями в потоке воздуха в широкой и узкой частях мерной шайбы и давление в узкой части ее. В зависимости от изменения разности давлений и давления в узкой части мерной трубки изменяются прогибы манометрической коробки, анероидного блока в указателе расходомера УРВК и угол поворота оси с сектором, находящимся в зацеплении с трубкой. На трубку насажена стрелка, указывающая весовой расход воздуха по циферблату, градуированному в условных единицах (одна единица равняется 700 кГ воздуха в 1 ч).
Мерная шайба в системе вентиляции установлена у шпангоута № 56 на левом борту, указатель УРВК расположен на приборной доске правого пилота. Мерная шайба в системе обогрева установлена под полом у шпангоута № 46, а указатель УРВ-1 500 расположен на приборной доске правого пилота. На шкале указателя УРВ-1 500 цена условной единицы составляет 105 и 155 кГ/ч на высотах 10 км и у земли соответственно.
Обратные клапаны. В системе наддува установлены четыре обратных клапана 509: два в системе вентиляции и два в системе обогрева после запорных клапанов. На общей магистрали в системе вентиляции за шпангоутом № 55 установлен один обратный клапан 511. Обратные клапаны 2 355 установлены по одному в линии за штуцером наземного кондиционера и в патрубке вентиляции на малых высотах. В системе подвода воздуха к электропневматическому клапану 1 200А управления заслонкой выходного канала ВВР установлены два обратных клапана под полом у шпангоута № 52.
Все обратные клапаны предназначены для перекрытия магистралей в случае возникновения в них обратных токов воздуха.
Насадки индивидуальной вентиляции и патрубки раздачи воздуха. Насадки предназначены для индивидуального обдува пассажиров п бортпроводника и позволяют регулировать подачу воздуха и изменять
287
направление потока свежего воздуха. Насадки получают воздух из коробов вентиляции. При вращении насадка против часовой стрелки между насадком и конусом в корпусе открывается щель для прохода воздуха.
Патрубки раздачи предназначены для раздачи воздуха из коробов вентиляции по салонам пассажирской кабины.
Корпус патрубка раздачи и насадка общий. Патрубок раздачи имеет заслонку с осью, на которую насажена рукоятка для установки заслонки в определенное положение.
Ограничитель скорости нарастания давления воздуха (изделие 4 861) предназначен для ограничения скорости нарастания давления
В атмосферу
Рис. 9.6. Схема работы ограничителя скорости нарастания давления воздуха 4861:
/ — клапан; 2— жесткий центр; 3, 10 — пружины, 4 — седло; 5 — фипьтр-дюэа; 6" — дюза;
1, 8, 9—мембраны; 11— корпус
воздуха в линии вентиляции, что исключает вредное воздействие резкого нарастания давления на барабанные перепонки пассажиров.
Ограничитель состоит из двух основных узлов: выпускного клапана и узла предварения (рис. 9.6). При небольшой скорости нарастания давления в линии вентиляции сообщение между трубопроводом и атмосферой закрыто клапаном 1 ограничителя. Жесткий центр 2 под действием пружины 3 прижат к седлу 4. Давление в полости А равно давлению в трубопроводе, так как трубопровод сообщается с полостью А через фильтр-дюзу 5.
Ограничитель вступает в работу при резком нарастании давления в трубопроводе. В этом случае давление в полости Б резко возрастает, а в полости В оно нарастает значительно медленнее из-за большого сопротивления дюзы 6, через которую соединены полости Б и В. Вследствие создающегося перепада давлений мембрана 7, преодолевая усилие пружины 3, поднимает мембрану 8 и жесткий центр 2, сообщая полость А с атмосферой. Мембрана 9 под действием повышенного давления в трубопроводе поднимается, преодолевая сопротивление пружины 10, н увлекает за собой скрепленный с нею клапан 1, сообщая трубопровод с атмосферой. В результате сброса воздуха в атмосферу давление в тр\ бопроводе уменьшается и быстрого нарастания давления за ограничи
телем не происходит.
Через некоторое время давление в полостях Б и В выравнивается, жесткий центр 2 под действием пружины 3 опускается на седло 4, прекращая сообщение полости А с атмосферой. Вследствие поступления воздуха в полость А через фильтр-дюзу 5 давление в ней становится равным давлению в трубопроводе и клапан ограничителя под действием пружины 10 возвращается в исходное положение, перекрывая сообщение между трубопроводом и атмосферой.
Допустимая скорость нарастания давления за ограничителем 4861 в трубопроводе при увеличении расхода воздуха со скоростью 500—800
(примерно 1 ед!сек по УРВК) в первую секунду после начала возмущения не более 20 мм рт. ст.[сек, а далее — не более 3 зг.« рт. ct.Icck.
Установлен ограничитель 4 861 на трубопроводе системы вентиляции у шпангоута № 59 рядом с турбохолодильником.
Регулятор избыточного давления (агрегат 4833) предназначен для поддержания постоянного избыточного давления над гермокабиной в
288
трубопроводе системы вентиляции, равного 0,1 + st 0,03 кГ/см2. Агрегат 4833 (рис. 9.7) является регулятором непрямого действия, он состоит из исполнительного механизма, включающего заслонку 1 и сервопривод (поз. 5, 4, 3), командного механизма, включающего чувствительный элемент (поз. 7, 8, 9), и усилителя (поз. 10 11, 12).
Работа регулятора основана на принципе равновесия сил, действующих на чувствительный элемент — сильфон 7 с пружиной 8. Усилие сильфона с пружиной командного (чувствительного) элемента уравновешивается давлением pz после заслонки 1. Каждому установившемуся режиму работы, т. е. определен-
Рис. 9.7. Схема работы регулятора избыточного давления 4833 (4832):
1 — заслонка; 2 — дросселирующее сечение; 3 — рычаг; 4, S. 9 —пружины; 5, 7 —сильфоны; 6 — регулировочный винт;
10— клапан; 11 — седло; 12 — дроссель
пому давлению воздуха р2 на выходе, соответствует определенная величина подъема клапана 10 усилителя, а следовательно, и давление золотника рзол, передаваемое в сильфон 5 исполнительного механизма. Соотношения проходных сечений седла 11 и дросселя 12 подобраны так, что незначительное изменение давления р2 приводит к значительному изменению давления рзол-
Для работы командного механизма в него подается давление р2, а для работы исполнительного механизма — давление pt.
При понижении входного давления р\ выходное давление р2 понижается и сильфон 7, разжимаясь, уменьшает подъем клапана 10. Вследствие этого давление рзол, передаваемое в исполнительный механизм, понижается, пружина 4 исполнительного механизма разжимается и посредством рычага 3 поворачивает заслонку 1 на открытие, дросселирующее сечение 2 увеличивается, выходное давление р2 повышается, сильфон 7, сжимаясь, увеличивает подъем клапана 10. Давление рзол повышается, пружина 4, сжимаясь, поворачивает заслонку 1 на прикрытие дросселирующего сечения 2.
Так происходит до тех пор, пока не установится постоянный режим, 1 е постоянное избыточное давление над герметической кабиной в трубопроводе.
При увеличении входного давления до максимального значения сильфон 5 исполнительного механизма становится на упор, заслонка при этом устанавливается в положение, обеспечивающее заданную величину расхода.
Избыточное давление на входе в регулятор 4 833 равно ст 0,7 до 2 кГ1см2, а избыточное давление на выходе 0,1+0,03 кГ/см2. Скорость Г* I г 1/2
изменения давления на входе — не более 0,35----—-.Расход воздуха —
3 000 кГ/ч.
На самолетах установлен регулятор 4833 в трубопроводе вентиляции перед глушителем шума у шпангоута № 58.
'/2 10—3030
СИСТЕМА ОБОГРЕВА
Система (рис. 9.8) предназначена для обогрева переднего и заднего’ салонов пассажирской кабины путем нагрева бортовых панелей-стенок, а также кабины экипажа, туалетов и остекления путем раздачи теплого воздуха из патрубков и щелей. Прежде чем поступить в панели или к выходным патрубкам и щелям, воздух предварительно охлаждается до температуры 75—80сС путем инжектирования, т. е. к горячему воздуху, идущему от компрессоров двигателей с температурой 120—300°С, подмешивается холодный воздух из-под пола с температурой 0—20°С
В линии обогрева имеются ответвления 22 для подачи горячего воздуха на обогрев штуцеров слива и заправки водяного бака, а также для обогрева воздухопроводов приемников статического давления.
Воздух для системы обогрева отбирается от общей магистрали наддува кабин Воздухопроводы, образующие систему обогрева до объединения их в один общий трубопровод, имеют два обратных клапана 509 27 для предотвращения обратного тока воздуха в случае отказа одного из двигателей. После объединения воздухопроводов, идущих от левого и правого двигателей, основная магистраль идет под полом в переднюю часть фюзеляжа. Воздух проходит через мерную шайбу 24, установленную на шпангоуте № 46. После ответвлений для подачи воз-
Рнс. 9.8. Принципиальная схема системы обогрева:
Л 3, 17, 18, 23, 34, 36 — воздухопроводы; 2 — ручная заслонка; 4, 31, 35 — датчики температуры воздуха 2182А; 5. 13 — задатчики температуры 2100; 6, 14, 21 — блоки 2427А системы APT; 7, 11 — инжекторы; 8, 32 — регуляторы подачи воздуха 1408; 10 — штуцер обогрева статической проволки; 12, 16 — обогревные панели; 15, 19—распределители воздуха 514; 20-регулятор избыточного давления 4832; 22 — ответвления для обогрева штуцеров слива и заправки водяного бака; 21 — мерная шайба; 25, 28 — компенсаторы РГТ8Д2; 26 — перекрывная заслонка 2517; 27 — обратные клапаны 509; 29, 30 — датчики температуры П-1; 33 — штепсельный разъем наземной проверки АРТ-56-2
290
духа на ооогрев сливных и заправочных штуцеров воздушный поток проходит через шайбу, ограничивающую расход воздуха по системе, а на самолетах с № 65 623 — через регулятор избыточного давления 4 832 (20).
От общей магистрали по ответвлениям воздух подходит к двум распределителям 15 и 19 воздуха, установленным под полом у шпангоутов № 24 и № 37, от которых идет к групповым инжекторам, расположен-пым по правому и левому бортам в переднем и заднем пассажирских салонах. Групповой инжектор представляет собой воздухопровод 17 с насадками. Выходя через насадки, горячий воздух подсасывает из-под иола кабины холодный воздух и их смесь с температурой до 80°С заполняет панели обогрева.
После обогрева панели воздух выходит через щели над полом у ног пассажиров (рис. 9.9).
В передней части фюзеляжа воздух по двум ответвлениям от общей магистрали подводится к регуляторам подачи воздуха (агрегат 1408), один из которых установлен в воздухопроводе обогрева экипажа, а другой— в воздухопроводе обдува остекления фонарей пилотов и штурмана. За регуляторами подачи воздуха установлены инжекторы.
Для обогрева туалетов воздух отбирается от концевых магистралей заднего салона. На каждой из двух ветвей обогрева установлены инжекторы, понижающие температуру воздуха, поступающего в туалеты,
Контрольный щиток 0 заднем багажнике
Ирины наддуйа^ во”»
ЛгВыи. Правый канал Откр.Закр.и/кр Зам быш .9.9 9.9.9
ПротиВаобледеншели крыла Ким Заб'рпики npai fiei яр-леВ лей пл "<foWod
Сигнал Httyfa протиВообмд-
ОбогреВ кабак Экипаж Перед ЗаЗк alm аВт_
Пигаеш ТХ ВЗР aim аВт аВт.
23 24
25
21
19 20
вешил Вентл. Перед на мал на мыле 8 виеаги
О Закр
в систему Вентиляции.
'12 16*
291
и повышающие эффективность системы.
Регулятор подачи воздуха 1 408 служит для регулирования количества поступающего по магистрали воздуха и состоит из корпуса, заслонки, пробуксовочной муфты и электромеханизма МПК-1. Полное открытие или закрытие магистрали заслонкой осуществляется за 50 сек. Регулятор 1 408, установленный в линии обо-
Рпс 9.9. Схема циркуляции воздуха в обогревной грева экипажа, расположен панели под полом у шпангоута
№ 18, а регулятор линии обдува остекления — под полом у шпангоута № 13.
Управление регулятором подачи воздуха для обогрева экипажа осуществляется четырехпознционным переключателем П2НПГ-15К на щитке кондиционирования, имеющим четыре положения: «Автомат», «Холодно», «Горячо» и «Выключено» (см. рис 9.8).
Управление регулятором подачи воздуха для обогрева остекления осуществляется переключателем ПНГ-15/К на верхнем электрощнтке пилотов, имеющем надпись «Обогрев фонаря — Больше — Меньше».
Инжектор (рис. 9.10) предназначен для понижения температуры воздуха в магистрали путем подсасывания и перемешивания кабинного
воздуха с горячим воздухом магистрали, что значительно повышает эффективность системы. Коэффициент инжекции равен примерно двум, г. е. к одной части горячего воздуха подсасываются две части холодного воздуха из-под пола. Состоит инжектор из корпуса, центральной перфорированной втулки, обтянутой сеткой, кожуха и сопла. Между кожухом и втулкой проложен слой звукоизоляции для снижения уровня шума. При выходе воздуха из сопла в кольцевой полости создается разрежение и кабинный воздух подсасывается в магистраль. Так как кабинный воздух под полом имеет температуру 0—20сС и его подсасывается в 2 раза больше, чем воздуха, поступающего из системы обогрева, то температура воздуха за инжектором будет в пределах 60—80°С.
Установлены инжекторы на левом борту под полом между шпангоутами № 10 и И и № 16 и 17 (см. рис. 9.8).
Регулятор избыточного давления 4 832 предназначен для поддержания постоянного избыточного давления 0,13±0,03 кПсм2 над гермокабиной в трубопроводе системы обогрева.
Конструктивно регулятор выполнен так же, как регулятор 4 833 и работает по тому же принципу, но с другими параметрами. давление на входе от 2 до 4 кГ)см2\ давление на выходе избыточное — 0,13±0,03 кГ/см1-, расход воздуха — 1 300 кГ/ч.
Установлен регулятор 4 832 в трубопроводе системы обогрева между шпангоутами № 38 и 39 на самолетах с № 65 623 (на самолетах до этого номера установлена ограничительная шайба.).
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ (АРД) ВОЗДУХА В ГЕРМЕТИЧЕСКОЙ КАБИНЕ
Система автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине предназначена для поддержания заданного закона изменения давления в кабине. Она предотвращает возникновение как избыточного
292
Рис. 9.10. Инжектор:
1 — сопло; 2— хомут; 3, 5—сетки 4 — кожух; 6 — корпус; 7 — звукоизоляция; 8— втулка-
9 — полость
давления, так и вакуума в кабине выше допустимых пределов, а также обеспечивает:
введение необходимых поправок, связанных с изменением барометрического давления аэродрома, что дает возможность при взлете и посадке самолета иметь давление в гермокабине, близкое к давлению аэродрома; разность давления между гермокабиной и атмосферой при этом может быть 8—20 мм рт. ст.;
регулировку скорости изменения давления в кабине в пределах от 0,18 до 0,5 мм рт. ст./сек.;
разгерметизацию кабины путем аварийного и замедленного сброса давления соответственно в аварийных случаях и при посадке на высокогорные аэродромы.
Система автоматического регулирования давления воздуха в кабине включает следующие агрегаты.
1. Автоматический регулятор давления 2 077 (командный прибор).
2. Три выпускных клапана 2 176Г, которые являются исполнительными механизмами командного прибора 2 077.
3. Два предохранительных клапана 16 91В.
4. Указатель высоты и перепада давления в гермокабине УВПД-5-0,8.
5. Систему сигнализации перенаддува гермокабины, которая посредством света и звука сигнализирует о том, что перепад давления в кабине достиг величины 0,64 кГ/см2.
6. Систему высотного сигнализатора, которая также посредством света и звука сигнализирует о том, что «высота» в гермокабине достигла 3 000+150 м.
Автоматический регулятор давления 2077 (рис. 9.11) предназначен для выполнения путем пневматического управления выпускными клапанами 2 176Г следующих функций:
поддерживать постоянное абсолютное давление в гермокабине до высоты 6 300 м;
поддерживать постоянное избыточное давление 0,57 кГ/см2 на высотах более 6 300 м;
поддерживать скорость изменения давления в кабине 0,18 мм рт. ст./сек, а также регулировать эту скорость в пределах от 0,18±0,045 до 0,5+0,125 мм рт. ст.1сек.
Регулятор представляет собой прямоугольную коробку, в которой имеются полости А и Б, где размещаются сильфоны 7 и 12 узлов абсолютного и избыточного давления, а также узел 8 ограничения скорости изменения давления. На лицевой стороне коробки регулятора расположены три ручки 9, 10 и 11 настройки регулятора, три шкалы, фиксирующих показания настройки, и трехходовой кран 3. С помощью ручки 10 «Начало герметизации» настраивается узел абсолютного давления на давление, соответствующее высоте в пределах от 500 м ниже уровня моря (806 мм рт. ст.) до 4 500 м выше уровня моря (435 мм рт. ст.).
293
Рис. 9.11. Принципиальная схема совместной работы регулятора давления 2077 п выпускных клапанов 2176Г:
1—воздушный фильтр НВФ-12-1; 2— корпус регулятора 2077; 3— трехходовой кран; 4, 5, 15, 23 — клапаны; 6, 17, 18, 22 — мембраны; 7 — сильфон узла абсолютного давления; 8 — узот
скорости изменения давления; 9 — ручка настройки скорости изменения давления; 10 — ручка настройки начала герметизации; 11 — ручка настройки избыточного давления; 12 — сильфон узла избыточного давления; 13, 21 — регулировочные винты; 14 — антиимпульсатор; 16 — корпус клапана 2176Г; 19 — тарельчатый клапан; 20 — обратный клапан; 24 — фильтр
Эта ручка также позволяет производить барометрическую поправку на высоту аэродрома посадки, что дает возможность получить нулевое избыточное давление в кабине при посадке самолета. С помощью ручки 11 «Избыточное давление» настраивается узел избыточного давления на величину 0,57 кГ/см2 (или меньшую величину при полетах на высотах 7—9 км).
С помощью ручки 9 «Скорость изменения давления» узел изменения давления настраивается на показание 0,18 мм рт. ст./сек по шкале. При повороте ручки изменяется проходное сечение калиброванного отверстия, сообщающего полости А и Б регулятора
Трехходовый кран 3 служит для разобщения полостей А и Б с атмосферой при проверке гермокабины на герметичность на земле (соответствует положению крана «Выключено»); сообщения полостей А и Б с атмосферой для обеспечения нормальной работы регулятора (соответствует положению крана «Включено») и проверки регулировки узлов регулятора (соответствует положению крана «Проверка регулировки»).
Для очистки воздуха, поступающего в полости регулятора, на входном штуцере установлен фильтр НВФ-12-1 (1).
294
Установлен регулятор давления 2 077 в кабине экипажа за сиденьем правого пилота у шпангоута № 8 и крепится с помощью кронштейнов с амортизаторами, что обеспечивает эластичное крепление регулятора.
Выпускной клапан 2 176Г является исполнительным механизмом командного прибора и выполняет следующие функции:
обеспечивает заданное давление в гермокабине в зависимости от высоты полета;
сбрасывает воздух в атмосферу в случае повышения избыточного давления в кабине до 0,63±0,02 кПсм2\
выпускает атмосферный воздух в гермокабину, если давление в ней становится меньше атмосферного, ограничивая отрицательное избыточное давление величиной не более 8 лои рт. ст., что может быть при экстренном снижении самолета в случае разгерметизации кабины.
Выпускной клапан состоит из следующих узлов: тарельчатого клапана 19 с большой 17 и малой 18 мембранами, антиимпульсатора 14 с регулировочным винтом 13 для натяжения мембраны антиимпульсатора и ограничителя избыточного давления — клапана 23. Во избежание создания противодавления в полости В при открытии клапана 19 имеется обратный клапан 20. Для очистки воздуха, поступающего из гермокабины в полость В, имеется фильтр 24. Посредством штуцера выпускной клапан соединяется с командным прибором 2 077, с атмосферой и самолетной статикой. Антиимпульсатор 14, сообщая или разобщая полость В с атмосферой, дает возможность плавно открываться или закрываться тарельчатому клапану 19 и поддерживать заданное давление и скорость изменения давления. Регулировочный винт 13 антиимпульсатора позволяет регулировать жесткость мембраны М, а следовательно, добиваться синхронной работы всех трех выпускных клапанов 2 176Г.
На самолете установлены три выпускных клапана. Два клапана 2 176Г установлены под полом в районе буфета у шпангоутов № 14—15, а один — над полом перед шпангоутом №55 справа. Такое расположение выпускных клапанов исключает распространение запахов из буфета и туалетов по пассажирской кабине.
Совместная работа командного прибора 2077 и выпускных клапанов 2176Г. Перед взлетом самолета до запуска двигателей соответствующими ручками на корпусе агрегата 2 077 узлы регулятора настраивают по шкалам на избыточное давление 0,57 кГ/см2, скорость изменения давления на 0,18 мм рт. ст.)сек и давление (высоту) начала герметизации кабин на 15—20 мм рт. ст. меньше аэродромного давления к моменту взлета, так как начало герметизации будет происходить не на нулевой высоте, а на высоте 300—600 м во избежание падения тяги двигателей на взлете из-за отбора воздуха.
После включения на высоте 300—600 м системы наддува плавным движением ручки задатчика «Начало герметизации» устанавливается давление 760 мм рт. ст. по шкале, так как высота, на которой достигается нормальное избыточное давление 0,57 кПсм2, будет зависеть от давления начала герметизации и можег колебаться в пределах от 5,4 до 12 км при установке задатчика соответственно на 800 и 567 мм. рт. ст.
Перед началом снижения самолета на посадку плавным движением ручки задатчика «Начало герметизации» устанавливается барометрическое давление аэродрома посадки.
До высоты начала регулирования в кабине клапан 5 (см. рис. 9.11) узла абсолютного давления агрегата 2 077 открыт и полость А регулятора сообщается с атмосферой. Через полость А регулятора 2 077 с атмосферой сообщается и кабина. Но так как полость А сообщается с .гермокабиной через калиброванное отверстие О и фильтр 11ВФ-12-1 (/), то давление в этой полости будет несколько ниже, чем в кабине из-за гидравлического сопротивления фильтра и калиброванного отвер-295
стия. Давление из полости А регулятора передается в полость Г антн-пмпульсаторов выпускных клапанов 2 176Г. Под воздействием разности давлений в полостях Г и В (давление в полости В равно давлению в кабине) мембрана М прогибается вверх и открывает клапан антним-пульсатора. Избыточное давление из полости В через этот клапан стравливается в атмосферу. Под воздействием разности давлении под мембраной 17 (давление кабины) и над ней мембрана прогибается вверх, открывая выход воздуху из кабины в атмосферу через тарельчатый клапан 19.
Таким образом, до заданной высоты начала герметизации выпускные клапаны обеспечивают свободную вентиляцию кабины. С набором высоты вследствие уменьшения атмосферного давления уменьшается давление в кабине и в полостях А и Б регулятора 2 077. В результате уменьшения давления в полости Б сильфон 7 узла абсолютного давления под действием усилия пружины и собственной упругости растягивается и прикрывает выходное отверстие клапана 5, сообщающего полость А с атмосферой. С этого момента начинается герметизация кабины. Вследствие подачи воздуха в кабину при включенном наддуве давление в полостях А и Б регулятора начинает повышаться. Это давление передается в полость Г выпускных клапанов и мембрана М под воздействием разности давлений в полостях Г и В и усилием пружины опускается вниз, закрывая клапаном 15 антинмульсатора выход воздуха из полости В в атмосферу. Под воздействием давления воздуха, поступающего в полость В из гермокабины через фильтр 1, и усилием пружины тарельчатый клапан 19 прижимается к седлу за счет прогиба мембраны 17 вниз. Выход воздуха из гермокабины в атмосферу прекращается, кабина герметизируется. Начиная с. этого момента, абсолютное давление в кабине будет поддерживаться постоянным, равным 760 мм рт. ст., до высоты 6 300 м, на которой достигается заданное избыточное давление 0,57 кПсм2.
В случае повышения давления в гермокабине выше заданного (760 льч рт. ст. или другого в зависимости от настройки давления начала герметизации) повышается давление в полости А регулятора, которое при плавном повышении давления распространяется и в полость Б регулятора и давления в обеих полостях успевают выравниваться. Мембрана 6 узла абсолютного давления в этом случае находится в равновесии, а сильфон 7 этого узла сжимается и, открывая клапан 5, стравливает воздух из полости А в атмосферу. На понижение давления в полости А среагируют полости Г узлов антиимпульсаторов выпускных клапанов, в результате чего тарельчатые клапаны 19 откроются и сбросят часть воздуха из гермокабины в атмосферу. Но так как при открытии клапана 5, сообщающего полость А регулятора с атмосферой, давление в полостях А и Б падает, то под действием усилия и сил упругости сильфон 7 разжимается и разобщает полости А и Б от атмосферы посредством закрытия клапана 5. Давление в полостях регулятора растет, передается в полости Г выпускных клапанов, закрываются клапаны 15 узла антиимпульсаторов, что в свою очередь приводит к закрытию тарельчатых клапанов 19.
В случае резкого повышения давления в гермокабине, а следовательно, и в полости А регулятора мембрана 6 узла абсолютного давления прогибается вниз, так как давление в полости Б не успевает выравняться с давлением в полости А из-за гидравлического сопротивления игольчатого клапана И узла 8 скорости изменения давления. В результате прогиба мембраны 6 вниз открывается клапан 5, сообщающий полость А с атмосферой. Падение давления в полости А передается в полости Г выпускных клапанов, все три клапана 2176Г открываются, стравливая избыток воздуха из гермокабины, предотвращая резкое повышение давления в ней.
296
В случае резкого понижения давления в кабине при наборе высоты 300—600 м, пока кабина свободно вентилируется, мембрана 6 прогибается вверх, прикрывая сообщение полости А с атмосферой посредством клапана 5, так как давление в полости Б из-за гидравлического сопротивления игольчатого клапана не успевает выравниваться с давлением в полости А и будет несколько выше. Вследствие закрытия клапана 5 давление в полости А резко уменьшаться не будет и выпускные клапаны будут плавно уменьшать давление в гермокабине по мере набора высоты, пока не будет включен наддув кабин. Таким образом, скорость изменения давления в кабине зависит от гидравлического сопротивления игольчатого клапана И, т. е. от скорости протекания воздуха через этот клапан.
Выпускные клапаны при работающей системе наддува настраиваются на такое проходное сечение, которое обеспечивает выход такого количества воздуха из кабины в атмосферу, какое поступает от компрессоров двигателей в гермокабину.
Работа узла избыточного давления. При достижении в гермокабине заданного избыточного давления в работу вступает узел избыточного давления регулятора 2 077, а узел абсолютного давления свою работу прекращает, так как давление в гермокабине начинает понижаться. Вследствие уменьшения давления в полостях А и Б сильфон узла абсолютного давления разжимается и перекрывает клапан 5 этого узла.
С дальнейшим подъемом на высоту в гермокабине поддерживается постоянный перепад давлений между кабиной и атмосферой. Если избыточное давление в гермокабине становится больше заданного, то усилие на сильфон 12 узла избыточного давления превысит усилие пружины, заданное ей при настройке, и он, сжимаясь, откроет клапан 4, через который полость А сообщается с атмосферой посредством трехходового крана 3. Уменьшение давления в полости А передается в полости Г выпускных клапанов, которые открываются точно так же, как и при работе узла абсолютного давления, и стравливают избыток воздуха из гермокабины в атмосферу до тех пор, пока разность между давлением в полости А регулятора и атмосферным давлением не достигнет заданной величины, при которой закроется клапан 4, сообщающий полость А с атмосферой. Повышение давления в полости А приводит к закрытию выпускных клапанов 2 176Г.
При резком снижении самолета возможны случаи, когда атмосферное давление становится выше давления в кабине. Если разность между атмосферным давлением и кабинным давлением достигнет 3—5 мм рт. ст. (отрицательный перепад), открываются тарельчатые клапаны 19 агрегатов 2176Г, через которые воздух из атмосферы на полняет кабину, и давления выравниваются. При этом давление из полостей Ж и В выходит в кабину через обратный клапан 20 и отверстие, которым полость Ж сообщается с кабиной.
Наличие полости Ж обеспечивает возможность плавной работы клапана 19 и открытия его при возникновении незначительного перепада давлений между атмосферой и кабиной, так как площадь мембраны 18, на которую действует повышенное атмосферное давление, больше той площади тарельчатого клапана 19, на которую не действует это давление.
В случае отказа узла избыточного давления командного прибора 2 077 клапаны 15 антипмпульсаторов под действием усилия пружин закроются и в работу вступят ограничители избыточного давления агрегатов 2 176Г (если не сработают предохранительные клапаны 1 691В), когда избыточное давление в гермокабине достигнет 0,63±0,02 кГ/см2. При этом мембрана 22 ограничителя избыточного давления, реагирующая на разность давлений в полости Д, сообщенной с кабиной через по
297
лость В, и в полости Е, сообщенной с атмосферой, прогибается, открывая клапаном 23 выход воздуху нз полостей Д и В в атмосферу. Под воздействием разности давлений мембрана 17, прогибаясь вверх, открывает тарельчатый клапан 19 и избыток воздуха через три выпускных клапана стравливается в атмосферу до тех пор, пока избыточное давление в кабине не достигнет заданной величины, после чего клапан 23 под действием усилия пружины закрывается, что в свою очередь приведет к закрытию выпускных клапанов 2 176Г.
Предохранительный клапан 1 691В (рнс. 9.12) предназначен для защиты герметической кабины самолета от разрушения, которое может произойти при создании избыточного давления, превышающего допустимые пределы как внутри, так и вне кабины. Кроме того, клапан позволяет осуществлять аварийный и замедленный сброс давления из гермокабины.
Предохранительный клапан состоит из тарельчатого клапана 10 с большой 9 и малой q мембранами, узла 5 избыточного давления, перепускного клапана 12, соленоидов аварийного и замедленного сброса давления и демпфирующего устройства (поз. 1, 2, 3). Для очистки воздуха, поступающего из кабины в полость А клапана, служит фильтр 7. Полость Л' узла 5 избыточного давления сообщается с самолетной статикой, остальные полости клапана соединяются с атмосферой.
При достижении перепада давления в кабине и атмосфере 0,62+0,02 кГ/см2 мембрана 6 узла избыточного давления прогибается вверх, открывая посредством рычага клапан 12, сообщающий полости И и А с атмосферой. В результате создающегося перепада давлений тарельчатый клапан 10 открывается и избыток воздуха из гермокабины стравливается в атмосферу до тех пор, пока избыточное давление в кабине не достигнет заданной величины, после чего клапан 12 под действием усилия пружины закрывается, давление в полости И растет, что приводит к закрытию тарельчатого клапана 10.
При установке переключателя ППГ-15К (поз. 1 на рис. 9.13) «Сброс давления» в положение «Аварийный сброс давления» срабатывает соленоид, открывая клапан 11 (см. рис. 9.12), через который давление из полости И, а затем и из гермокабины стравливается через тарельчатый клапан 10 без ограничения скорости, т. е. практически мгновенно. Устанавливать переключатель ППГ-15К в положение аварийного сброса в
Рис- 9.12. Схема работы предохранительного клапана
1691В:
1 — винт-жиклер; 2 — мембрана: 3 — клапан; 4 — регулировочный винт; 5 — узел избыточного давления; 6, 9~ мембраны; 7 — фильтр; 8 — рычаг; 10 — тарельчатый клапан; 11 — клапан аварийного сброса давления; 12 — клапан (перепускной) узла избыточного давления; 13—клапан замедленного сброса давления
298
|) bl-од IM-ых Ье-|0Д [.ет
L-[ет 1'И-
О-(о-
с |е-
Рис. 9.13. Щигок управления системой кондиционирования воздуха и приборы контроля работы системы:
/ — переключатель сброса давления; 2 — указатель высоты и перепада давления; 3 — лампа сигиа-л(нации перенаддува кабины; 4—указатель термометра ТУЭ-48; 5 — переключатель термометра ГУЭ-43; 6, 14—переключатели управления заслонками системы вентиляции; 7, 9, 12 — переключаге-к управления заслонками системы обогрева; 8 — сигнальная лампа «Перед взлетом выключи*: 10, 11 — переключатели управления заслонками в линиях вентиляции на земле и на малых высотах; 13 — выключатель питания автоматов системы APT; 15 — кабинный вариометр ВАР-30; 16 — переключатели управления заслонками 2517 наддува кабин; 17, 18 — указатели расхода воздуха в линиях обогрева и вентиляции
о-Г L
рЯ и L ь-I’-f°
е-(? и
к г
I-и
полете с пассажирами категорически запрещается. Им можно воспользоваться только в аварийной ситуации, например, при вынужденной посадке в случае пожара, чтобы беспрепятственно открыть все двери и люки для эвакуации пассажиров.
При установке переключателя ППГ-15К в положение «Замедленный сброс давления» выключается другой соленоид, открывающий клапан 13, соединяющий полость И с амосферой через демпфирующее устройство (поз. 1, 2, 3), что обеспечивает постепенный сброс давления из гермокабины со скоростью 0,18 мм рт. ст.Iсек. Этот процесс происходит следующим образом. При включении соленоида давление из полостей М, II и полости II (через полость II) стравливается в атмосферу. В это время тарельчатый клапан 10 открывается, выпуская часть воздуха из кабины в атмосферу. Одновременно через регулируемый винт-жиклер 1 стравливается и давление из полости Р, но более замедленно вследствие гидравлического сопротивления иглы. Как только разность давлений в полостях Р и II окажется достаточной для преодоления усилия пружины клапан 3 демпфирующего устройства закрывается, разобщая полости II и И от атмосферы. Давление в этих полостях повышается, и тарельчатый клапан 10 закрывается до тех пор, пока нарастающее давление в полости II и усилие пружины снова не откроют клапан 3 демпфирующего устройства для сообщения полостей II и И с атмосферой на короткое время. Тарельчатый клапан 10 снова откроется, сбрасывая часть воздуха из кабины.
Замедленный сброс давления можно использовать после посадки на высокогорные аэродромы, а также для разгерметизации кабины в случае вынужденной посадки вне аэродрома. В этом случае необходимо выключить наддув кабин и разгерметизировать кабину на высоте 1 500 м над предполагаемой высотой места посадки.
В случае возникновения отрицательного перепада между давлением
299
р кабине и атмосфере предохранительный клапан срабатывает так же, как и выпускной клапан 2176Г, впуская атмосферный воздух в гермокабину.
На самолете установлены два предохранительных клапана: один под полом у шпангоута № 16, а второй перед шпангоутом № 55.
Указатель высоты и перепада давления в гермокабине УВПД-5-0,8 (поз. 2 на рис 9.13; на самолетах до №65 618 УВПД-5К) представляет собой двухстрелочный комбинированный прибор, состоящий из указателя высоты в гермокабине и указателя перепада давления, размещенных в одном корпусе и работающих независимо друг от друга. По наружной шкале читается высота в кабине (юи), а по внутренней — перепад давлений (кГ/см2). Расположен УВПД на приборной доске правого пн-лота.
СИГНАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
Система сигнализации перенаддува гермокабины при перепаде давления в гермокабине, равном 0,64 кГ]см2, издает звуковой прерывистый сигнал и включает красную сигнальную лампу «Перенаддув кабины», расположенную рядом с переключателями «Наддув кабины» в ре жим мигания. Сигнал о перенаддуве дает сигнализатор давления СДУ-ЗА-0,64, расположенный на правом борту в районе шпангоута № 4 и соединенный воздухопроводом с заборником атмосферного давления в нише передней ноги слева. В случае срабатывания сигнализации перенаддува в полете необходимо убедиться по шкале избыточного давления УВПД, что сигнализация неложная, немедленно перекрыть наддув кабин, снизиться до безопасной высоты и продолжать почет.
Система высотного сигнализатора при достижении максимально допустимой высоты в гермокабине 3 000+150 м включает цепи питания звуковой и световой сигнализации.
Система состоит из высотного сигнализатора ВС-46, четырех желтых ламп с надписью «Кислород», реле и выключателя ВГ-15К При достижении в гермокабине давления, соответствующего высоте 3 000+150 м, анероид ВС-46 расширяется и его шток нажимает контакт, выключающий прерывистую звуковую сирену и четыре желтые лампы «Кислород», две из которых расположены на кислородных щитках штурмана и лоцмана, а две — на пультах левого и правого пилотов. В этом случае необходимо снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать полет (перед началом снижения убедиться по УВПД и кабинному вариометру, что перепад давления падает, а «высота» в кабине растет).
Прерывистую сигнализацию падения давления в кабине можно отключить принудительно выключателем ВГ-15К на электрощитке правого пилота.
Установлен ВС-46 на полу кабины справа, впереди пульта правого пилота.
Для проверки исправности цепей сигнализации падения давления и перенаддува па передней торцовой части электрощитка правого пилота установлены две кнопки 5КС, а справа на борту имеются надписи «Перенаддув», «Падение давления». При нажатии кнопок «минус» подается в цепи систем сигнализации и они срабатывают. АЗС-2 цепей сигнализации расположен на правой панели АЗС.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В КАБИНЕ
На самолете установлены системы автоматического регулирования температуры в линиях вентиляции и обогрева. Автоматический регулятор температуры АРТ-56-1 (один комплект) позволяет регулировать и 300
поддерживать любую заданную температуру воздуха в пределах 8—40°С, поступающего на раздачу по системе вентиляции. Автоматические регуляторы температуры АРТ-56-2 (три комплекта) позволяют регулировать и поддерживать любую заданную температуру в гермокабине в пределах 18—24°С путем регулирования количества поступающего воздуха по системе обогрева к панелям (стенкам) салонов и в кабину экипажа. Точность регулирования температуры с помощью этих систем —2°С.
Все органы управления регулированием температуры размещены в основном на приборной доске правого пилота и электрощитке кондиционирования, установленном на правом борту (см. рис. 9,13). Включение питания всех блоков управления осуществляется одним общим выключателем ВГ-15К (13) с надписью «Питание автоматов 115 в».
Управление исполнительными механизмами регуляторов температуры осуществляется с помощью четырехпозиционных переключателей П2НПГ-15К с надписями: «Вентиляция» и «Обогрев кабины — Экипаж — Передняя — Задняя».
Положение переключателей «Автомат.» соответствует подключению электромеханизмов заслонок 514 (4 шт.) и 1408 (1 шт.) к блоку управления соответствующего регулятора температуры. Два положения переключателя — «Горячо» и «Холодно» используются для ручного управления заслонками 514 и 1 408 (переключатели в этих положениях работают как нажимные). При положении переключателей «Выключено» управление электромеханизмами заслонок отключено.
Контроль за температурой воздуха в пассажирских кабинах осуществляется по указателям температуры воздуха ТВ-1 термометров ТВ-19. Оба указателя установлены на правом борту в районе шпангоутов № 16 и 17 на вытяжном кожухе буфета и имеют надписи: «Температура переднего салона», «Температура заднего салона»- Каждый указатель температуры воздуха в салонах работает от трех датчиков П-9, размещенных в пассажирской кабине: два — на перегородке у шпангоута № 45, три — на перегородке у шпангоута № 34 и один — на перегородке у шпангоута № 17.
Контроль за температурой в линии вентиляции и в панелях обогрева переднего и заднего салонов осуществляется по указателю термометра ТУЭ-48 (4), расположенному на приборной доске правого пилота. Работает указатель от трех датчиков П-1, два из которых измеряют температуру воздуха в панелях обогрева переднего и заднего салонов, а один датчик П-1 замеряет температуру в коробе вентиляции (установлен на левом борту у шпангоута № 54).
Переключение указателя ТУЭ-48 с одного датчика на другой осуществляется с помощью переключателя ППНГ-15К (5) (или ЗП4Н П2ГЗ на самолетах с № 65623), установленного рядом с указателем и имеющего надпись: «Обогрев салонов — Бент. I, II».
Учитывая инерционность системы, для получения точного замера необходимо удерживать переключатель в одном положении до тех пор, пока не прекратится изменение температуры по шкале. В случае выхода из строя ТУЭ-48 температуру воздуха, идущего из коробов и из щелей панелей обогрева, контролировать на ощупь. Не допускается температура воздуха в панелях выше 75°С (приблизительно).
Система автоматического регулирования температуры воздуха, поступающего в короб вентиляции (АРТ-56-1), включает (см. рис. 9.2): блок управления 2427 (11), установленный на левом борту на шпангоуте № 60, приемник температуры П-1, установленный у шпангоута № 56, и задатчик температуры 2 400 (6), установленный в буфете.
Система автоматического регулирования температуры в линиях обогрева передней, задней пассажирской кабины и кабины экипажа включает три АРТ-56-2, в каждый нз которых входит блок управления
301
2427А (установлены под полом у шпангоутов № 19, 24, 37), два датчика температуры 2 182А (два в верхней части фюзеляжа у шпангоута № 8, четыре под багажными полками между шпангоутами № 18 и 44); задатчик температуры 2 400 (для переднего и заднего салопов установлены в буфете, а для кабины экипажа — на правом борту за. правым пилотом).
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
1. При предполетном осмотре необходимо:
убедиться, что заглушки с заборника входного канала ВВР на киле, с выходного канала ВВР, патрубка компрессора ТХ и с патрубка выброса воздуха из гермокабины в атмосферу через задние клапаны 2 176Г и 1 691В сняты;
до запуска двигателей включить на правой панети АЗС соответствующие автоматы защиты электрических агрегатов системы кондицпо нирования;
убедиться, что переключатели «Наддув кабины» стоят в положении «Выключено» (нейтрально), переключатель «Сброс давления» выключен;
включить переключатель «Питание автоматов 115в» и переключатели «Вентиляция — ТХ — ВВР» в положение «Автомат.», а переключателями «Обогрев кабины — Экипаж — Передняя — Задняя» закрыть зас-лонкп 514 и 1 408, выдержав эти переключатели в положении «Холодно» 50 сек, после чего отпустить переключатели в нейтральное положение;
убедиться, что выключатели «Вентиляция на земле» и «Вентиляция на малых высотах» стоят в положении выключено (на самолетах до № 65 623 «Закрыто»);
проверить и убедиться, что на регуляторе давления 2 077 трехходовой кран находится в положении «Включен», на шкале избыточного давления установлен перепад 0,57 кГ'/см?, а на шкале скорости изменения давления — 0,18 мм рт. ст.)сек; установить задатчиком давление начала герметизации кабины на 15—20 мм рг. ст. меньше давления на аэродроме к моменту взлета.
2. Опробование системы кондиционирования воздуха на земле для определения ее исправности производить при опробовании двигателей на режиме 82—87% согласно типовому графику проверки работы двигателей при подготовке к полету. Опробование системы выполнять в такой последовател ьности:
включить вентиляцию на земле нажимным переключателем 2ППНГ-15К, убедиться в загорании красной лампы «Перед взлетом выключи»;
установить переключатели «Вентиляция — ТХ—ВВР» на 50 сек в положение «Холодно» для полного закрытия заслонок 514; открыть форточки кабины экипажа;
включить подачу воздуха установкой переключателей «Наддув кабины» в положение «Больше» и убедиться по расходомеру УРВК в подаче воздуха в линию вентиляции, не допуская повышения температуры воздуха более 60°С по ТУЭ-48;
включить обогрев кабины экипажа установкой переключателя в положение «Горячо» и убедиться по указателю УРВ-1 500 в подаче воздуха по линии обогрева, после чего выключить обогрев кабины;
выключить подачу воздуха переключателями «Наддув кабины», выключить вентиляцию па земле.
3. При эксплуатации самолета в жаркое время года необходимо:
перед посадкой пассажиров охладить кабины наземным кондиционером; отключение кондиционера производить перед запуском двигате-302
лей или буксированием самолета; охлаждение кабины производить при температуре в кабине свыше 25°С с таким расчетом, чтобы перепад температур между температурой окружающего воздуха и кабины не превышал 10—12°С;
после запуска двигателей включить подачу воздуха по линии вентиляции, предварительно включив вентиляцию на земле; расход воздуха по УРВК должен составлять 2,5—3 ед., а температура по ТУЭ-48 — 10—25°С;
на исполнительном старте закрыть краны наддува, выключить вентиляцию на земле — красная сигнальная лампа «Перед взлетом выключить» должна погаснуть;
после взлета на высоте 300—600 м короткими импульсами включить наддув кабины по линии вентиляции; скорость изменения высоты по кабинному вариометру не должна превышать 2 м/сек, расход по УРВК — не более 4 ед.; после включения подачи воздуха в кабину плавным движением ручки задатчика «Начало герметизации» на агрегате 2077 установить давление 760 мм рт. ст.;
для более быстрого охлаждения кабины до температуры 20°С необходимо вручную поддерживать в линии вентиляции температуру по возможности ниже, но не ниже минус 10°С, контролируя ее по ТУЭ-48;
после охлаждения кабин до 20—22°С (по ТВ-1) перейти на автоматическое регулирование температуры в линии вентиляции, установив переключатели «Вентиляция — ТХ — ВВР» в положение «Автомат.», а задатчик температуры — на 18 — 20°С; переключатели обогрева кабин также установить в положение «Автомат.»;
в случае неисправности системы APT перейти на ручное регулпро ванне температуры в линии вентиляции, выключив питание автомата; при этом для повышения температуры сначала установить в положение «Горячо» переключатель ТХ, а в случае необходимости и переключатель ВВР; для снижения температуры подаваемого воздуха вначале устанавливать в положение «Холодно» переключатель ВВР, а затем, при необходимости, и переключатель ТХ; расход воздуха на крейсерской высоте полета должен составлять 2,5—4,0 условные единицы по УРВК и 6—12 ед. по УРВ-1500.
4. Перед началом снижения самолета на посадку плавным движением задатчика «Начало герметизации» на агрегате 2077 установить барометрическое давление аэродрома посадки. При перестановке задатчика на высотах ниже 6 250 м ручку его перемещать плавно, не допуская увеличения вертикальной скорости по кабинному вариометру свыше 3 м/сек.
5. При снижении самолета с крейсерской высоты с вертикальными скоростями 10—14 м/сек происходит плавное падение избыточного давления в кабине (так, на высоте 6 250 м Др=0,40-:-0,44 кГ/ем2), так как при снижении самолета ограничивается скорость изменения давления в кабине величиной 0,18 мм рт. ст./сек или 2—3 м/сек по кабинному вариометру.
6. При заходе на посадку на высоте 300—600 м выключить наддув кабины и автоматику системы. После приземления самолета в случае длительного руления включить вентиляцию на земле и открыть краны наддува.
7. При эксплуатации самолета в холодное время года необходимо:
перед посадкой пассажиров подогреть кабины от аэродромного кондиционера до +15°С;
выключить ТХ, установив его переключатель на 50 сек в положение «Горячо»;
после запуска двигателей включить краны наддува, обеспечив подачу воздуха по линии вентиляции, т. е. включить вентиляцию на земле; температура воздуха в коробе вентиляции не должна превышать 60°С;
303-
перед взлетом закрыть краны наддува и выключить вентиляцию на земле;
после взлета на высоте 300—600 м короткими импульсами включить подачу воздуха по линии вентиляции, поддерживая вручную температуру 40—60°С переключателем ВВР;
постепенно вручную включить обогрев кабин, не допуская повышения температуры в панелях обогрева свыше 70°С по ТУЭ-48; в случае появления специфического запаха немедленно выключить линию обогрева пассажирских кабин и не допускать автоматического обогрева пассажирских кабин; по возможности определить причину появления запаха, и если он является результатом попадания масла в линию наддува от одного из двигателей, то поочередным выключением наддува определить неисправную линию и продолжать полет, используя наддув от нормально работающей магистрали;
при повышении температуры в кабинах до 20°С (по ТВ-1) установить задатчик температуры в линии вентиляции на 20—22°С, включить питание автоматов и перейти на автоматическое управление системой вентиляции или поддерживать температуру вручную;
расход воздуха на крейсерской высоте полета должен составлять 2,5—4 ед. по УРВК и 6—12 ед. по УРВ-1500. На остальных этапах полета система эксплуатируется так же, как и в жаркое время года.
Возможные неисправности системы автоматического регулирования давления в полете
1. Отсутствует наддув кабины при включенной системе кондиционирования (растет высота по УВПД, а перепада давлений нет). Возможные причины:
а) переключатель «Сброс давления» не выключен, а находится в положении «Замедленный сброс давления» пли «Аварийный сброс давления», в этом случае необходимо сначала закрыть краны наддува, выключить сброс давления и снова включить наддув кабины;
б) неисправны клапаны 1691В и 2176Г, негерметичны трубопроводы, неисправен ограничитель скорости нарастания давления 4861;
в) открыты люки, двери или форточки гермокабины; необходимо их закрыть при выключенной системе наддува, соблюдая особые меры предосторожности;
г) «заклинение» перекрывных заслонок 2517; проверить их работу по белым сигнальным лампам на контрольном щитке в заднем багажнике повторными включениями; если после устранения неисправностей «высота» в кабине не восстанавливается (до 300—600 м) и перепад давления не растет, то при полете на высоте более 4 км необходимо снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать полет.
2. После взлета резко увеличивается перепад давления. Возможные причины:
а) трехходовой кран регулятора 2077 установлен в положение «Выключено»; перевести его в положение «Включено»;
б) неисправен узел абсолютного давления агрегата 2077 — клапан узла «заклинил», негерметпчен сильфон пли мембрана;
в) неисправны клапаны 2 176Г (не открываются);
г) негерметичны трубопроводы системы АРД.
Если после перевода трехходового крана агрегата 2 077 в положение «Включено» повышенный перепад давления не уменьшается, необходимо закрыть краны наддува, сбросить (если нужно) замедленно давление из гермокабины и продолжить полет на высоте 2 000—4 000 м.
Не разрешается устранять в полете неисправности регулятора 2 077 и других агрегатов АРД. Запрещается вводить какой-либо инструмент 304
между тарельчатыми клапанами и их седлами на выпускных клапанах 2 176Г или предохранительных клапанах 1 691В.
3. Перепад давления в гермокабине превышает 0,57 кГ1см1 2-Причины:
а) негерметичность трубопроводов системы АРД;
б) неисправность узла избыточного давления агрегата 2 077;
в) неисправность клапанов 2 176Г.
Полет в этом случае разрешается продолжать, но следует уменьшить подачу воздуха в гермокабину, контролировать показания УВПД и при малейшем признаке повышения перепада давления закрыть заслонки наддува, снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать полет.
4. Перепад давления в гермокабине достиг 0,64 кГ1см2, подается прерывистый звуковой сигнал и мигает красная лампа перенаддува. Необходимо немедленно перекрыть наддув кабины, снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 я и продолжать полет- Причиной этой неисправности, кроме указанных в и. 3, может быть и неисправность сигнализатора СДУ-ЗА-0,64. В этом случае следует продолжать нормальный полет, контролируя перепад давления по УВПД.
5. При давлении в гермокабине, равном давлению на высоте менее 3 000±150 м, начинает прерывисто звучать сирена и загораются лампы «Кислород» (это возможно и при снижении, когда по системе наддува в гермокабину поступает мало воздуха). Если при этом стрелка УВПД начинает резко падать, а стрелка кабинного вариометра показывает на бор высоты, то необходимо произвести экстренное снижение до безопасной высоты 2 000—4 000 я и продолжать полет до ближайшего аэродрома. Возможной причиной такой неисправности может быть нарушение герметичности кабины. Если же при срабатывании сигнализации перепад давления поддерживается нормальный, а стрелка кабинного вариометра стоит на нуле, то это указывает на неисправность высотного сигнализатора ВС-46 или неправильную его регулировку. В этом случае необходимо выключить прерывистую сигнализацию выключателем ВГ-15К на пульте правого пилота и продолжать полет, контролируя перепад давления по УВПД.
Возможные неисправности системы регулирования температуры в полете
1. При работе системы вентиляции температура воздуха, поступающего в короб, выше или ниже заданной задатчиком 2 400:
а) неисправен или не включен АРТ-56-1;
б) неисправны распределители 514;
в) перекрыт входной канал ВВР заслонкой вентиляции на малых высотах— температура в коробе вентиляции резко растет.
В этом случае необходимо проверить положение всех переключателей. Если при правильном положении переключателей система вентиляции работает ненормально, выключить систему и перейти на ручное регулирование температуры. Если же и при ручном управлении температура воздуха, поступающего в короб вентиляции, более 60°С, то выключить систему вентиляции и продолжать полет с включенной системой обогрева.
2- При работе системы обогрева воздух, поступающий в панели, имеет температуру более 75°С:
а) неисправны или не включены ЛРТ-56-2;
б) неисправны распределители 514;
в) значительный расход воздуха по системе обогрева.
В этом случае необходимо проверить положение переключателей «Питание автоматов* и «Обогрев кабин — Передней — Задней». Если 11-3030 ЛОГ.
при их правильном положении система обогрева работает ненормально, то выключить автоматическое управление и перейти на ручное, установив в системе обогрева расход не более 4 ед. по УРВ-1500.
СПЕЦИАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
В специальные устройства входят: вытяжка духового шкафа; штуцера для проверки кабины на герметичность; система отверстий слива конденсата из гермокабины; теплозвукоизоляция.
Вытяжка духового шкафа предназначена для удаления запахов из района духового шкафа в атмосферу- Воздух с запахами поступает под специальный кожух, установленный в буфете на правом борту между шпангоутами № 16 и 17, откуда давлением гермокабины вытесняется в атмосферу через ограничительную шайбу и штуцер, выведенные в нишу передней ноги. При перепаде давления 0,57 кГ/см2 вытяжка выбрасывает в атмосферу 9,5 кГ/ч воздуха (при отсутствии перепада давления вытяжка не работает).
Штуцера проверки кабины на герметичность позволяют нагнетать воздух в гермокабину при испытании на герметичность и контролировать давление в двух точках ее. Штуцер для подсоединения наземного источника давления КНД-1 расположен в нише передней ноги на левом борту между шпангоутами № 10 и 11 и имеет надпись: «Штуцер испытания кабины на герметичность». Штуцера для подсоединения контрольных манометров имеют надписи Штуцер ртутного манометра». Один из них расположен на правой балке в нише передней ноги, а другой — на шпангоуте № 55.
Кабина считается герметичной, если время падения давления с 0,57 до 0,1 кГ1см2 избыточных не менее 25 мин- Проверка на герметичность кабины производится согласно регламенту через 1 500 ч налета, а также:
при замене трех и более стекол кабины экипажа или пассажирской кабины;
после замены профилей герметизации дверей и люков на двух или более элементах;
после ремонта обшивки или силового набора герметической части фюзеляжа.
Система отверстий слива конденсата из гермокабины позволяет образовавшийся в гермокабине конденсат удалять в атмосферу. Конденсат собирается под съемной теплозвукоизоляцией в нижних точках фюзеляжа п удаляется через пять отверстий диаметром 3 мм, расположенных по длине фюзеляжа. Необходимо контролировать чистоту отвер-
стий, не допуская их засорения или
Рис. 9.14. Теплозвуконзоляцпонная панель
обмерзания.
Два отверстия находятся между шпангоутами № 15 и 16 и по одному между шпангоутами № 23 и 24, 34 и 35, 42 и 43.
Теплозвукоизоляция гермокабины. Для уменьшения теплопотерь и шума от работающих двигателей в пассажирской кабине и кабине экипажа обшивка изнутри покрыта те-плозвукоизоляцпонными панелями (рис. 9.14). Все панели, кроме нижних, выполнены несъемными и приклеиваются к обшивке фюзеляжа самолета. Надпольная теплозвукоизоляция между шпангоутами № 37 и 45 выполнена в четыре слоя. Теп-
306
лозвукоизоляция в районе шпангоута № 28 выполнена в два слоя, а во всех остальных местах — в три слоя. Каждый слон имеет толщину 35мм.
Панели выполнены из стекловолокнистых материалов АТМ-1 и АТМ-3, облицованных материалами АЗТ, А1Т и Т1.
СИСТЕМА КИСЛОРОДНОГО ПИТАНИЯ
Система кислородного питания состоит из стационарного и переносного кислородного оборудования
Стационарное кислородное оборудование предназначено для питания кислородом членов экипажа и бортпроводника па рабочих местах. Переносное кислородное оборудование предназначено для питания членов экипажа и бортпроводника при разгерметизации кабины, а также для питания кислородом пассажиров, ощущающих кислородное голодание во время нормального полета.
Количество кислорода на борту самолета рассчитано на питание кислородом первого пилота на все время полета, а остальных членов экипажа и бортпроводника—на 1 ч. Кроме того, допускается в случае крайней необходимости двухразовая дозаправка переносных кислородных баллонов в полете от магистрали стационарного кислородного оборудования.
Стационарное кислородное оборудование включает (рис. 9.15).
1. Пять постов 1, 2, 3, 6, 7 кислородного оборудования рабочих мест левого и правого пилотов, штурмана, лоцмана и бортпроводника-
2. Кислородный баллон 4 емкостью 92 л (по воде). Под давлением 30 кГ/см2 общий запас кислорода, приведенный к давлению 760 мм рт. ст. при температуре 20°С, составляет 2 760 л. Баллон установлен в переднем техотсеке между шпангоутами № 20 и 22.
3. Бортовой зарядный щиток 5 в переднем техотсеке, на котором смонтированы: зарядный штуцер 12, запорный кислородный вентиль 10, редуктор КР-15 13, понижающий давление кислорода от 150 до 30 кГ)см2, манометр МК-12М (17), показывающий давление до редуктора, и манометр МК-13М (И), показывающий давление после редуктора.
4. Соединительную арматуру.
Каждый пост кислородного оборудования рабочего места имеет следующие агрегаты:
Рис. 9.15. Принципиальная схема стационарного кислородного оборудования:
I — кислородный пост штурмана; 2 — кислородный пост лоцмана; 3 — кислородный пост второго пилота; 4— стационарный кислородный баллон; 5— щиток бортовой зарядки кислородом; б—кислородный пост бортпроводника; 7 — кислородный пост первого пилота; 8— кислородная маска КМ-32АГ; 9 — заглушка; /У—кислородный вентиль КВ-5; 1!— манометр МК-13М; 12— зарядный штуцер; 13— редуктор кислородный КР-15; 14 — кислородный прибор КП-24М; 15— индикатор кислородного потока ЦП; 16 — шланг зарядки переносных баллонов; 17 — манометр МК-12М
11*
307
1. Кислородный прибор КП-24М легочно-автоматического действия с автоматическим регулированием по высотам процентного содержания кислорода в газовой смеси от 21—40% у земли и до 95—100% на высоте 10 км.
2 Кислородный шланг КШ-24П.
3. Кислородную маску КМ-32АГ для изоляции органов дыхания от окружающей среды, применяемую в комплекте с КП-24М.
4. Индикаторы кислородного потока ИП для контроля за работой КП-24М (при входе створки открываются, при выходе закрываются).
5. Запорный кислородный вентиль КВ-5 для перекрытия кислорода в трубопроводе.
6. Лампу СЛМ-61 с желтым светофильтром для сигнализации падения давления в кабине и необходимости применения кислородного питания.
Кроме перечисленных агрегатов, на постах левого и правого пилотов установлены манометры МК-13М. для контроля давления кислорода в магистрали, а на посту бортпроводника смонтирован шланг 16 со штуцером для подзарядки переносных кислородных баллонов.
Переносное кислородное оборудование состоит из одного кислородного прибора КП-19 с баллоном емкостью 7,8 л (для экипажа), применяемого в комплекте с маской КМ-32АГ, и восьми переносных приборов КП-21 с кислородными баллонами емкостью 1,7 л (для пассажиров), применяемых в комплекте с маской КМ-15М.
Переносный кислородный прибор КП-19 с маской КМ-32АГ установлен в багажнике за кабиной экипажа- Продолжительность питания кислородом из баллона — около 40 мин при среднем расходе 6 л!мин. Давление кислорода в баллоне — 30 кГ1см2, контролируется манометром на входном штуцере. Рядом с манометром имеется зарядный штуцер и запорный вентиль, который открывается при зарядке баллона и при пользовании прибором.
В нижней части прибора имеется вентиль (красный маховичок) аварийной подачи кислорода. Прибор имеет также ручной переключатель подсоса воздуха, с помощью которого можно питаться чистым кислородом на любой высоте, поставив его в положение «100% Ог». Рукоятка переключателя находится сбоку прибора и имеет два положения •«Смесь» и «100%> Ог».
Переносный кислородный прибор КП-21 используется с маской КМ-15М. Четыре прибора скомплектованы в переносной корзине, установленной в пассажирской кабине на полу за последним рядом кресел на правом борту. При наличии пассажиров, нуждающихся в кислородном питании, бортпроводник выдвигает корзину и подносит баллоны к ним. Продолжительность пользования прибором КП-21 10—12 мин. Зарядка баллона кислородного прибора КП-21, так же как и баллона КП-19, производится с помощью зарядного шланга 16 кислородного поста бортпроводника. Шланг находится под лючком на перегородке шпангоута № 15 у входной двери. Заряжаются все баллоны кислородных приборов КП-21 и КП-19 одновременно с зарядкой стационарного кислородного баллона, для чего необходимо снять переносный прибор КП-19 и корзину с четырьмя переносными баллонами и поднести их к кислородному посту бортпроводника, вытащить зарядный шланг, протереть штуцера шланга и баллонов чистой ветошью, продуть их кислородом и поочередно зарядить все баллоны до давления 30 кГ)см2 по манометрам на переносных приборах- Во избежание взрыва кислородный вентиль зарядного устройства необходимо открывать медленно-
При пользовании переносным кислородным прибором необходимо следить за давлением кислорода в баллоне. Когда давление в баллоне снизится до 6—-8 кГ1см2, необходимо перейти на питание от стационарного кислородного прибора КП-24М. Для обеспечения экономичного 308
расхода кислорода рукоятка подсоса воздуха должна находиться в положении «Смесь». На высотах свыше 9 000 м, а также в случае кислородного голодания необходимо пользоваться вентилем аварийной подачи кислорода, так как в этом случае подается повышенная доза кислорода, минуя автомат.
Предполетный осмотр кислородного оборудования и меры предосторожности при его эксплуатации. При предполетном осмотре необходимо проверить запас кислорода в бортовом баллоне, для чего открыть кислородный вентиль у второго пилота и по манометру МК-13М убедиться, что давление в баллоне в зависимости от температуры соответствует данным табл. 15.
Таблица 15
Температура, °C -40 -30 -ГО -10 0 10 20 30 40 50
Давление, кГ!см2 .... 24 25 26 27 28 30 31 31 32 33
Проверить также давление в баллонах кислородных приборов КП-19 и КП-21, которое также должно соответствовать данным табл. 15. В случае необходимости дозарядить баллоны до давления, указанного в таблице.
Зарядка кислородной системы производится чистым медицинским кислородом, удовлетворяющим требованиям ГОСТ 5 583—50, при давлении в баллонах не менее 3 кГ/см2. Если давление в баллонах меньше 3 кГ1см2, перед зарядкой их необходимо промыть спиртом-ректификатом или жидкостью, заменяющей спирт, и просушить.
При зарядке баллонов кислородом нужно следить за чистотой рабо чего места, рук заправляющего, зарядных штуцеров и вентилей. Наличие грязи, копоти и масла на них не допускается, так как кислород взрывоопасен при соединении его с маслом. При заправке кислородной системы вблизи заправщика не должно быть никаких источников подогрева. Запрещается ударять по зарядным штуцерам и применять неисправный инструмент.
При эксплуатации необходимо следить за герметичностью кислородной системы, не допуская утечек кислорода, так как большое насыщение кислородом воздуха в кабине может привести к взрыву. При стравливании кислорода из трубопроводов должны быть открыты все входные люки и форточки, во время стравливания кислорода запрещается производить какие-либо работы в самолете.
ГЛАВА 10
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА И СИСТЕМА СЖАТОГО ВОЗДУХА
Для надежной защиты самолета от обледенения и обеспечения безопасности полетов в условиях обледенения любой интенсивности самолет оснащен воздушно-тепловыми и электротепловыми противообледенительными устройствами. Съемные носки крыла и киля, воздухозаборники двигателей, лопатки ВНА и коки имеют воздушно-тепловые устройства, источником тепла для которых является горячий воздух, отбираемый от компрессоров двигателей.
Стабилизатор, обзорные стекла кабины экипажа, приемники воздушного давления ППД и рулевые машины автопилота имеют электрические обогревательные устройства, питаемые постоянным током, за ис-
309
на саги; летах Ы-С5В23
liijlLTOh НСриВнсг ИЛ п СЛ "риЛЛ противообледенителей i приборная decxd второго пилота) ла самолетах до 65623
&,и.ток сигнализации пслзхения кранад наддуба кабанirsafпоник противообледенителей.
Краны /: аг дуба Вентил. леЗый краВый напил От пр. дикр. Сткр. За гр. Высот ф ф ф ф ф НротиЗообгрдсншкела КОЫЯО Ki! tb ЗяОоншгн
ф ф
{ЛшошмихздЗуЗа. протиВооИле
(frfMWJ Рри&ИЛ)
*ЙЙ Ж ® «
Прлтпи&кбледг чшпепи.
пип Йрью двза^!- дНгаг- Сг&Г гМи кипи заТорлики тела ли ranjr
—,—
Рис. 10.1. Принципиальная схема системы противообледенителей крыла, киля н воздухозаборников двигателей:
1, 3—пгреключатели управления заслонками отбора воздуха от компрессоров; 2— выключатель-сигнализацни положения заслонок наддува и противообледенителей в заднем багажнике; 4 5, 8— лампы сигнализации положения заслонок системы противообледенителей; 6—заслонки 2517;
7 — обратные клапаны; 9— заслонка с электромеханнзмом МП-100М-30; 10— датчик температуры воздуха
Сигналь ное табло Т-592 На приборной доске Второго пилота
ключением нагревательных элементов стекол, которые питаются пере-менным током. На самолете установлен сигнализатор обледенения РИО-2М, включающий красную сигнальную лампу «Включи п/облед.» на табло Т-6У2 (рис. 10.1) на приборной доске второго пилота при начале обледенения (на самолетах до номера 65623 включается красная сигнальная лампа СЛМ-61 («Включи п/о» над указателем термометра ТЦТ-13).
При включении красной лампы или табло необходимо включить в работу все противообледенители, которые также должны быть включены по первым признакам обледенения и перед входом в зону обледенения. Автоматы защиты сетей противообледенительной системы расположены на левой и правой панелях АЗС.
ВОЗДУШНО-ТЕПЛОВЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
Воздушно-тепловой противообледенитель крыла и киля предназначен для защиты от обледенения передних кромок носков крыла и киля за счет их обогрева горячим воздухом, отбираемым из-за пятой ступени второго каскада компрессоров двигателей.
Для управления подачей горячего воздуха в воздухопроводах, идущих от левого и правого двигателей, установлены две перекрывные зас-слонки 6 (агрегат 2517) внутри пилонов (см. рис. 10.1), крайние положения которых (открытое и закрытое) контролируются по белым сигнальным лампам СЛМ-61 (4 и S) на контрольном щитке в заднем багажнике. Время полного открытия (закрытия) заслонки — 6—7 сек. Оба электромеханизма заслонок МПК-5А питаются через один АЗС-10 на правой панели АЗС. Управляются электромеханизмы заслонок переключателем 2ППГ-15К на верхнем электрощитке пилотов (на самолетах до номера 65623 этот переключатель расположен на правой приборной доске). Для предотвращения движения горячего воздуха к компрессо-310
Рис. 10.2. Схема движения воздуха в носке крыла
ру отказавшего двигателя в трубопроводах, идущих от двигателей, смонтированы два обратных клапана 7, расположенные внутри фюзеляжа по бортам заднего багажника. При отказе одного двигателя обогрев носков крыла и киля обеспечивается от другого работающего двигателя.
Для устранения вибраций воздухопроводов и компенсации температурных деформаций в системе установлены четыре компенсатора типа РГТ8Д2 (на самолетах до № 65623 четыре рукава СРГС), смонтированные вместе с перекрывными заслонками в пилонах гондол двигателей.
Воздушно-тепловые устройства носков крыла и киля выполнены следующим образом (рис. 10.2). Внутренняя полость носка разделена продольной стенкой на две камеры: переднюю А и заднюю Б, сообщающиеся между собой через каналы гофра верхней и нижней гофрированных панелей, проложенных под обшивкой по всей длине носка. В камере А по всей длине носка установлен направляющий экран Э. Горячий воздух, поступающий по воздухопроводу в камеру А, проходит по каналам гофра, образованным между направляющим экраном Э и гофрированными панелями П, к передней кромке носка, а затем по каналам гофра, образованным между обшивкой носка и гофрированными панелями, выходит в камеру Б, обогревая всю поверхность обшивки носка. Из камеры Б воздух выходит в атмосферу через жабры концевых обтекателей крыла и киля.
Для контроля температуры горячего воздуха, поступающего в носки крыла и киля, имеется термометр ТЦТ-13, датчик 10 (см. рис. 10.1) которого (термопара) установлен на входе горячего воздуха в носок правой консоли крыла, а указатель—на приборной доске правого пилота.
Противообледенитель воздухозаборников двигателей. Носки воздухозаборников двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемым из-за пятой (на оборотах второго каскада компрессора выше 9 400 об/мин) или десятой (на оборотах ниже 9 400 об/мин) ступени второго каскада компрессора. Переключение отбора воздуха с одной ступени на другую происходит автоматически с помощью дроссельной заслонки, управляемой давлением топлива, создаваемым насосом-регулятором НР-30.
Противообледенительное устройство носков воздухозаборников выполнено следующим образом (рис. 10.3). На внутренней обшивке 2 носка проложены две гофрированные панели 3, которые образуют равномерно расположенные поперечные каналы (волны гофра) по всему контуру носка. Внутри носка установлен коллектор 4, представляющий собой металлический трубопровод в виде замкнутого кольца, по всей окружности которого равномерно расположены насадки (сопла) 6. В верхней части обтекателя к коллектору подсоединен воздухопровод 7 подачи горячего воздуха. Внутренняя полость носка имеет два отводных канала 1, которые проходят через заднюю стенку носка 5 и выходят за обшивку нижней части гондолы.
От фланцев отбора горячего воздуха, установленных на каждом двигателе с левой стороны, идут воздухопроводы, в каждом из которых смонтирована запорная заслонка. Приводом заслонки является электромеханизм МП-100М-30, управляемый переключателем 2ППГ-15К, расположенным на верхнем электрощитке (на самолетах до номера 65623 на приборной доске правого пилота на щитке противообледенителей). От одного переключателя одновременно управляются оба электромеханизма заслонок
В крайних положениях заслонки срабатывают концевые выключатели. обесточивающие электромеханизмы и включающие две белые сиг-
311
Рис. 10.3. Схема движения воздуха в носке воздухозаборника двигателя:
1—отводной канал; 2— обшивка; 3 — гофрированные инне-лн; 4—коллектор; 5 — задняя стенка носка; 6 — насадок;
7 — воздухопровод
нальные лампы на контрольном щитке в заднем багажнике, сигнализирующие об открытом положении заслонок. При открытой заслонке горячий воздух от компрессора двигателя поступает в. коллектор 4, откуда через насадки 6 проходит в кольцевую щель, образованную гофрированными листами, обогревает обшивку носка воздухозаборника и выходит во внутреннюю полость носка. За счет разрежения у насадков часть воздуха из внутренней полости носка снова подсасывает
ся в щель, смешиваясь с поступающим горячим воздухом, чем обеспечивается более эффективное использование отбираемого от компрессоров воздуха. Основная же часть воздуха из внутренней полости носка выхо дит в атмосферу через два (на самолетах до номера 65623 через четыре) отводных канала 1.
Противообледенительная система двигателей. Для защиты лопаток входного направляющего аппарата (ВНА) и кока от обледенения каждый двигатель Д-30 оборудован автономной противообледенительной системой. Подача горячего воздуха из-за пятой (на оборотах второго каскада компрессора выше 9 400 об/мин) пли десятой (на оборотах ниже 9 400 об/мин) ступени компрессора к лопаткам ВНА и коку осуществляется путем открытия перекрывной заслонки, установленной в воздухопроводе. Заслонка открывается и закрывается посредством электромеханнзма МП-5И, встроенного в корпус перекрывной заслонки. Включение обогрева ВНА и кока производится вручную выключателем ВГ-15К, расположенным на верхнем электрощитке пилотов или на средней приборной доске (на самолетах до № 65623)- На самолетах до № 65623 на каждом двигателе устанавливалась автономная система сигнализации обледенения ВНА, датчики ДО-202М которой давали сигнал для загорания лампы или табло «Включи п/о двигателя» на приборной доске правого пилота. В настоящее время система сигнализации обледенения двигателей не задействована, включение системы протнво-обледенения двигателя производится по сигналу РПО-2М.
ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКИЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
Противообледенительное устройство стабилизатора. На каждой консоли стабилизатора установлено по два отдельных съемных носка, на внутренней поверхности которых смонтированы нагревательные секции Пакеты выполнены по форме носков и состоят нз шести склеенных слоев стеклоткани, между которыми проложены проволочные нагревательные элементы. В каждом носке имеется восемь электрических нагревательных элементов 4 и 6 (рис. 10.4), два из них непрерывного действия («ножевые») и шесть импульсного (циклического) включения.
«Ножевой» нагревательный элемент представляет собой сетку, выполненную из ряда тонких константановых проволок диаметром 0,2 .ил/, расположенную между двумя контактными шинами. На сетку постоянно подается ток при включенном противообледенителе стабилизатора, 312
Рис. 10.4. Противообледенительное устройство носка стабилизатора:
1 — обшивка; 2— изоляция из стеклоткани; 3 — плюсовые контакты;
4 — «ножевой» нагревательным элемент; 5 — токоведущие шины: Ъ — импульсный нагревательный элемент
что улучшает сбрасывание льда воздушным потоком с носка стабилизатора по всему размаху его.
Нагревательные элементы всех четырех носков стабилизатора соединены между собой параллельно и расположены по всей длине носка симметрично оси хорды. Между металлической обшивкой носка и нагревательными элементами находится изоляция 2, состоящая из двух слоев стеклоткани. Нагревательные элементы нумеруются от 1 до 4, начиная от киля. Через два слоя стеклоткани за «ножевыми» нагревательными элементами расположены нагревательные элементы импульсного действия, которые выполнены аналогично «ножевым» в виде сетки из проволоки диаметром 0,15 мм. 24 нагревательных элемента импульсного типа разделены на шесть секций, включающихся под ток раздельно в определенной последовательности- Нагревательные элементы в пяти секциях соединены между собой параллельно. В шестой секции нагревательные элементы имеют смешанное соединение — два нагревательных элемента каждой консоли (внутренней и внешней) соединены последовательно, а между собой эти пары соединены параллельно. Нумерация нагревательных элементов ведется с каждой стороны от / до 12, начиная от киля.
Для циклического включения секций нагревательных элементов импульсного действия на шпангоуте № 60 установлен программный механизм МКА-ЗА, за один оборот кулачка (якоря) которого обеспечивается подача шести сигналов продолжительностью 20 сек каждый, следующих один за другим- Последовательное включение всех шести секций (цикл) происходит за 2 мин, в течение которых каждая секция нагревательных элементов находится под током (нагрев) 20 сек и обесточена (охлаждение) 100 сек. Порядок включения секций: 6—7, 5—8, 4—9, 3—10, 2—11, 1—12. Потребляемый ток одной секцией импульсных нагревательных элементов колеблется от 294 до 349 а, а «ножевых» нагревательных элементов—185,4 а. Суммарный ток, потребляемый одной секцией, колеблется от 479 до 555,4 а.
Работа противообледенителя стабилизатора контролируется сигнальным табло «Обогрев стабилизатора» на приборной доске второго пилота (см. рис. 10.1), а на самолетах до № 65623 — сигнальной лампой на щитке противообледенителей на приборной доске второго пилота. Табло (лампа) горит 20 сек за каждый цикл и оно соединено параллельно с рабочей обмоткой шестой секции (1—12). Включение противообледенителя производится переключателем ППГ-15К на верхнем электрощитке или на правой приборной доске, которым включается либо противообледенитель стабилизатора, либо шина питания бытовых приборов. Для исключения перегрева обшивки носков стабилизатора и перегорания нагревательных элементов на земле включение противообледенителя стабилизатора блокируется через концевые выключатели на амортизационных стойках главных ног шасси при включении АЗС сигнализации положения ног шасси. Если
313
же этот АЗС выключен, то блокировка производится через дополнительное реле. Для визуального осмотра состояния передней кромки стабилизатора при полете ночью в условиях обледенения служат две фары ФР-100, установленные в форкиле. Выключатель фар расположен на лицевой панели щитка контроля, установленного в заднем багажнике.
Сигнализатор обледенения РИО-2М. Для подачи светового сигнала о начале обледенения на самолете установлен радиоизотопный сигнализатор РИ0-2М, состоящий из датчика и электронного блока. Датчик установлен на правом борту фюзеляжа в районе шпангоутов № 2 и 3, а электронный блок — на этажерке оборудования за сиденьем первого пилота. В датчике имеется радиоактивный изотоп, излучение бета-частиц которого фиксируется детектором-счетчиком бета-частиц. В случае обледенения отверстие между изотопом и детектором будет покрыто слоем льда, излучение изотопа не будет фиксироваться детектором, получится разбаланс моста в электронном блоке. Сигнал разбаланса усиливается в блоке и поступает на табло (лампу) красного цвета-«Включи п/о»- Датчик имеет электрический нагревательный элемент, включаемый одновременно с включением табло (лампы). При нагревании датчика лед стаивает, отверстие открывается и детектор снова фиксирует поток бета-излучения, при этом сигнальное табло (лампа) и нагревательный элемент выключаются, а затем снова включаются и это будет продолжаться до выхода самолета из зоны обледенения.
Прекращение обледенения определяется по выключению табло (лампы) на длительное время. Так как обогревательный элемент датчика не рассчитан на длительную работу без обдува датчика, то введена блокировка включения его на земле через концевые выключатели на амортизационных стойках главных ног шасси, если включен АЗС сигнализации положения ног шасси. Если же этот АЗС не включен (на стоянке самолета), то блокировка осуществляется через дополнительное реле.
Конструкция датчика прибора РИ0-2М такова, что выход прямого радиоактивного излучения из датчика во внешнюю среду исключен.
Противообледенитель стекол. Два передних стекла фонаря кабины пилотов и нижнее плоское стекло фонаря штурмана имеют электрический обогрев, предохраняющий их от запотевания и обмерзания- Нагревательный элемент этих стекол выполнен в виде тонкой прозрачной электропроводной пленки, заключенной между двумя слоями силикатного стекла, склеенными между собой бутварной пленкой. Питание нагревательных элементов стекол производится переменным током 115 в через два автотрансформатора: через один питание подается на обогрев стекла левого пилота, а через другой — на обогрев стекла правого пилота и штурмана.
Источником питания нагревательных элементов являются преобразователи ПО-4 500- Рабочий преобразователь подключен к основной шине 115 в, а резервный — к вспомогательной. В случае выхода нз строя основного преобразователя резервный автоматически переключается на основную шину и будет обогреваться только стекло левого пилота.
Для поддержания заданной температуры стекол на правом борту между шпангоутами № 4 и 5 установлен автомат обогрева АОС-81М, имеющий три независимых канала регулирования, которые периодически включают и выключают нагревательные элементы. Чувствительными элементами автомата обогрева являются терморезисторы (по два терморезистора запрессованы между слоями обогреваемых стекол: один рабочий, другой резервный), обладающие свойствами резко изменять свое сопротивление при изменении температуры, в результате чего нарушается равновесие моста автомата обогрева. При температуре нагре ва стекла свыше 20+3°С срабатывает реле на отключение обогрева стекла, т. е. автомат обогрева АОС-81М поддерживает температуру стекла на уровне 20+3°С.
314
Чтобы избежать перегрева стекол во время стоянки на земле, в цепь управления обогревом введены шунтирующие сопротивления, которые включаются параллельно терморезисторам с помощью реле, сблокированного с концевыми выключателями на амортизационных стойках главных ног шасси- В этом случае обогрев стекол выключается при тем пературе 10±5°С.
Выключатели 2ВГ-15К для включения обогрева стекол пилотов расположены на верхнем электрощитке слева и справа, а выключатель 2ВГ-15К канала стекла штурмана расположен в кабине штурмана на панели выключателей.
Обогрев приемников полного давления ППД-1В. Для защиты от обледенения ПГЩ-1В оборудованы электрическим обогревателем, вмонтированным внутри приемника. На самолете установлены два ППД-1В расположенные с внешней стороны фюзеляжа между шпангоутами № 10 и 11 на левом и правом бортах.
Питание нагревательного элемента левого приемника производится •от шины аккумулятора, а правого — от нормальной шины. Включение обогрева осуществляется двумя выключателями ВГ-15К, расположенными на верхнем электрощитке пилотов слева и справа. Для проверки исправности цепей питания нагревательных элементов на верхнем электрощитке справа установлены две кнопки и две лампы белого цвета, включенные последовательно обогревательным элементам- При включении обогрева правого приемника полного давления одновременно включается обогрев датчика хтлов атаки ДУА-9 автомата АУАСП-15Кр.
Обогрев рулевых машин автопилота АП-6ЕМ-ЗП производится от розеток, установленных рядом с рулевыми машинами. Каждая рулевая машина имеет чехол, в котором смонтирован проволочный нагревательный элемент (розетки и обогревательные чехлы входят в комплект автопилота). Выключатель ВГ-15К обогрева рулевых машин установлен на верхнем электрощитке пилотов слева.
ПРОВЕРКА ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
При эксплуатации противообледенителей необходимо;
1. Для проверки работы противообледенителя крыла и киля при работающих двигателях импульсами включить переключатель 2ППГ-15К «Крыло, киль (см -рис. 10.1) и убедиться по докладу техника на земле, что из жалюзи на концах обтекателей крыла идет струя теплого воздуха (проверка работы противообледенителя киля не производится, так как заслонка является общей для противообледенителей крыла и киля). Во избежание перегрева носков крыла и киля противообледенитель можно включать на земле на время не более 1 мин- Работу противообледенителя контролировать по указателю термометра ТЦТ-13 и по загоранию ламп открытого положения заслонок 2 517. После проверки установкой переключателя в положение «Выключено» полностью закрыть заслонки.
2. Работу противообледенителей ППД-1В проверять нажатием кнопок — сигнальные лампы должны загореться.
3. Исправность противообледенителя стабилизатора проверять при предполетной подготовке самолета с помощью тестера НТПП-1.
4. На предварительном старте включать обогрев автопилота, а на исполнительном — обогрев ППД-1В за 1—2 минд,о взлета в нормальных условиях п за 3—5 мин до взлета в условиях обледенения. Выключать обогрев ППД-1В не позднее 1—2 мин после приземления самолета. Если взлет производится в условиях обледенения, противообледенители стекол, воздухозаборников двигателей и самих двигателей включать на рулении. Следует помнить, что эффективно электрообогрев стекол начинает работать через 5—6 мин после включения. Противообледе-
315
китель стабилизатора включать после отрыва самолета, контролируя работу его по периодическому загоранию сигнальной лампы п увеличению тока нагрузки примерно на 550 а по амперметрам А-3, расположенным на щитке управления электроэнергией в кабине штурмана. Протп вообледенитель крыла и киля включать после перевода двигателей на номинальный режим, контролируя работу его по указателю термометра ТЦТ-13. На различных режимах полета температура должна быть в пределах 70—180°С.
5- Выключение противообледенителей производить только после выхода из зоны обледенения или из облаков, предварительно убедившись в отсутствии льда на крыле и хвостовом оперении. Электрообогрев остекления при полетах в сложных метеоусловиях рекомендуется остав лять включенным на все время полета (при растрескивании внешней части стекла во время полета или на стоянке допускается полет с таким стеклом до аэродрома базирования или назначения, при этом электрообогрев стекол не включать).
6. Противообледенители двигателей, их воздухозаборников, крыла и киля включать в следующих случаях:
при подходе к зоне возможного обледенения (перед пробиванием облачности, при дымке и туманной погоде) в случае вынужденного полета в этой зоне;
при случайном попадании в зону обледенения;
при образовании белых пятен на передней кромке крыла пли на воздухозаборниках;
при загорании сигнальной лампы РИО-2М.
7. При полете в сложных метеоусловиях в зону обледенения не входить, в крайнем случае при входе в зону обледенения действия командира корабля должны быть направлены к тому, чтобы сократить до минимума время пребывания самолета в условиях обледенения.
8. В случае посадки при наличии низкой облачности и обледенения противообледенитель стабилизатора и стекол выключать только после приземления, а противообледенители крыла и киля — после пролета БПРМ.
9- Перед посадкой после полета в условиях обледенения убедиться, что на носке стабилизатора отсутствует лед, а при наличии льда по возможности продолжить полет вне зоны обледенения с включенным противообледенителем стабилизатора для удаления льда. При невозможности удалить лед посадку производить с убранными закрылками при повышенном внимании. При посадке на ограниченные по длине ВПП можно выпустить закрылки, так как высокое расположение горизонтального оперения по отношению к крылу заметно уменьшает угол скоса потока за крылом (до 5—6°) при выпущенных закрылках. Вследствие эг-го отрицательный угол атаки горизонтального оперения будет составлять 2,5—5°, срыв потока на нем будет исключен, продольная устойчивость при выпуске закрылков нарушена не будет.
10- После полета в условиях обледенения тщательно осмотреть двн гатели и убедиться в отсутствии повреждений кока, лопаток ВНА, лопаток первой ступени компрессора и носка' воздухозаборников двигателей.
11. При температурах наружного воздуха +5°С и ниже при повышенной влажности (дождь, изморозь, снег) запускать двигатели только с включенными противообледенительными системами двигателей и воздухозаборников.
СИСТЕМА СЖАТОГО ВОЗДУХА
Система сжатого воздуха предназначена для открытия замков створок контейнера тормозного парашюта и замка парашюта при его сбро-316
Рис. 10.5. Принципиальная схема системы сжатого воздуха:
1— воздушный баллон Н6151-24; 2 — предохранительный клапан 448; 3— воздушный манометр МВ-250М: 4 — штуцер бортовой зарядки 3509С50; 5 — воздушный фильтр 442; б — запорный кран 219К; 7 — обратный клапан 636100М; 8— воздушный редуктор ИЛ611-150-55; 9, 11, /4 — воздушные цилиндры; 10, 12, 13 — электровоздушиые клапаны ЭК-69
се, а также для закрытия заслонок патрубков продува стартер-генераторов при тушении пожара в мотогондолах с целью создания необходимой концентрации огнегасящего состава в мотогондоле.
Источником питания системы является баллон сжатого воздуха емкостью 3 л, заряжаемый на земле до давления 150 кГ!см2. Давление воздуха в системе контролируется манометром МВ-250М, установленным в районе щитка бортовой зарядки воздушной системы на правом борту снизу между шпангоутами № 39 и 40
В систему сжатого воздуха входят следующие агрегаты (рис. 10.5): воздушный баллон 1, бортовой зарядный штуцер 4, воздушный фильтр 5, запорный кран 6, обратный клапан 7, редукционный (предохранительный) клапан 2, манометр МВ-250 («?), воздушный редуктор 8, четыре электровоздушных клапана ЭК-69 (10, 12 и 13), воздушные цилиндры 9, 11, 14. Трубопроводы воздушной системы окрашены в черный цвет и выполнены нз труб магниевого сплава АМГ-М, а в районе мотогондол — из стальных труб.
Воздушный баллон имеет форму шара и установлен под полом на правом борту между шпангоутами № 39 и 40. Баллон заряжается сухим сжатым воздухом от аэродромного источника давления через бортовой зарядный штуцер 4, воздушный фильтр 5, запорный кран 6 и обратный клапан 7. Все эти агрегаты, за исключением обратного клапана 7, закреплены па щитке бортовой зарядки, а обратный клапан расположен рядом со щитком. Запорный кран представляет собой кран игольчатого типа с маховичком. Воздушный фильтр выполнен в виде цилиндрического корпуса с набором сетчатых и фетровых колец
Для предохранения воздушного баллона от давления свыше 170j/g кГ/см2 при его зарядке, а также в случае резкого повышения температуры окружающей среды в линии зарядки перед баллоном установлен предохранительный клапан 2 (агр. 448). Для понижения давления с 150 до 55±5 кГ1см2 и поддержания постоянного давления в расходной части системы на панели агрегатов воздушной системы, расположенной на левом борту между шпангоутами № 50 и 51 над полом, установлен воздушный редуктор И Л611-150-55. Редуктор состоит
317
Рис. 10.6. Схема работы клапана ЭК-69:
1, 5 — клапаны; 2 — штифт; 3— стержень; 4, 9, 12 — корпусы; 6 — стержень; 7 — якорь 8— электромагнит; 10 — поршень; 11— компенсатор; 13, 14, 16 — пружины, /5 —затвор
из корпуса, клапана Л', мембраны Л1, редукционной пружины Р, буфера, толкателя и предохранительного клапана.
При отсутствии давления воздуха в системе подвижные детали редуктора под действием редукционной пружины Р находятся в крайнем нижнем положении, клапан Д' отжат толкателем от седла и полости А и Б сообщаются между собой. При зарядке системы, а также при наличии воздуха в баллоне воздух из полости Б поступает в полость А и далее в систему. По мере нарастания давления в полости А, мембрана М начинает прогибаться вверх, преодолевая сопротивление редукционной пружины Р, и толкатель отходит от седла клапана. Клапан Д' под действием своей пружины, приближаясь к седлу, уменьшает проходное сечение для протекания воздуха из полости Б в полость А. При давлении за редуктором свыше 55±5 кГ!см2 клапан закрывается и разобщает полости А и Б.
В случае негерметичности клапана при закрытом его положении давление воздуха в полости А может стать выше 55±5 кГ/см1, тогда при давлении 75 кГ/см2 откроется предохранительный клапан, который сбросит избыток воздуха в кабину.
Для управления двумя воздушными цилиндрами 11, штоки которых открывают замки створок контейнера тормозного парашюта, на шпангоуте № 62 установлен электровоздушный клапан ЭК-69, рядом с которым установлен второй такой же клапан для открытия замка парашюта при его сбросе.
Два электровоздушных клапана ЭК-69 управления воздушными цилиндрами заслонок продува стартер-генераторов расположены иа панели агрегатов воздушной системы.
Электровоздушный клапан длительного действия ЭК-69 (рис. 10.6) состоит из двух основных узлов: электромагнита и управляемого им воздушного клапана. При замыкании цепи питания катушки электромагнита якорь 7, толкая стержень 6, перемещается влево, одновременно перемещая клапан 5 до посадки его на седло корпуса 4. Клапан 5 передает движение стержню 3, который давит на шток компенсатора 11-Компенсатор, сжимая пружину 13, вначале выбирает зазор, равный 1,6 мм, а затем свое движение передает клапану 1, который открывает доступ сжатого воздуха из баллона в поршневую полость D.
Компенсатор предназначен для обеспечения достаточного тягового усилия электромагнита к моменту открытия клапана 1 при сохранении хода сердечника магнита. Принцип действия компенсатора состоит в следующем. При замыкании цепи электромагнита, когда зазор между 318
якорем 7 ii стержнем 6 максимальный, а тяговое усилие минимальное, магнит преодолевает лишь сопротивление пружины 13. После того как зазор 1,6 мм в компенсаторе будет выбран, тяговое усилие магнита возрастает до величины, достаточной для открытия клапана 1, т. е-для преодоления суммарного усилия пружины 14 и давления воздуха-Под действием силы давления воздуха, возникающей вследствие разности площадей поршня 10 и затвора 15, поршень 10 переместит клапан 1 влево. Затвор 15 открывает доступ воздуха к воздушному цилиндру через полость В. При размыкании цепи питания катушки электромагнита клапан 1 под действием пружины 14 будет перемещаться вправо и давить на направляющую, которая через пружину 13 отводит компенсатор 11 вправо. Компенсатор через стержень 3 отводит клапан 5 от седла, а клапан 1 при этом садится на свое седло. Воздух, запертый в подпоршневой полости D, через отверстия К выходит в атмосферу. Под действием пружины 16 затвор 15 переместится вправо, поршень 10 отойдет от своего седла, а затвор 15 перекроет доступ воздуха из баллона к воздушному цилиндру. Воздух из цилиндра при этом стравливается в атмосферу через канал В н отверстия С в корпусе клапана, т. е. при выключенном клапане воздушный цилиндр сообщается с атмосферой, а при включенном — с баллоном сжатого воздуха.
Продолжительность включения электровоздушного клапана — ЗОлшн при напряжении 27 в. В нерабочем положении клапана (электромагнит обесточен) при давлении воздуха от 0 до 70 кГ/см? травление воздуха не допускается. При открытых клапанах управления тормозным парашютом и закрытых клапанах управления заслонками продува генераторов давление воздуха в системе не должно падать за 15 мин более чем на 4 кГ/см2.
Электровоздушный клапан 12 (см. рис. 10.5) управления двумя воздушными цилиндрами 11 замков створок контейнера тормозного парашюта срабатывает при нажатии на одну из кнопок «Выпуск парашюта», расположенных на левом и правом бортах кабины пилотов- Клапан ЭК-69 (13) управления воздушными цилиндрами 14 замка тормозного парашюта срабатывает при нажатии на одну из кнопок «Сброс посадочного парашюта», расположенных на приборных досках левого и правого пилотов. Клапаны ЭК-69 (10) управления воздушными цилиндрами 9 заслонок патрубков продува стартер-генераторов срабатывают автоматически от системы сигнализации пожара в мотогондолах ССП-2А, а также при нажатии ламп-кнопок противопожарной системы на верхнем электрощитке пилотов.
При предполетном осмотре самолета необходимо проверять зарядку воздушной системы. Давление по манометру должно быть 150-ю кТ/с.м2 (имеется только один манометр у щитка бортовой зарядки системы).
ГЛАВА 11
БЫТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Бытовое оборудование самолета обеспечивает нормальные условия для работы экипажа и максимальный комфорт пассажирам.
В герметической части фюзеляжа имеются: салоны для пассажиров, кабина экипажа, вестибюль, буфет, туалеты и помещения для багажа и груза (см. рис. 2.3)
Имеется возможность установки легкосъемных перегородок для одного или двух гардеробов за счет снятия пассажирских кресел. На правом борту сзади кабины экипажа имеется гардероб для экипажа.
Для снижения шума и уменьшения вибрации от силовых установок в конструкцию крепления панелей пола, потолка, перегородок, стенок и
319
других элементов внутренней отделки помещений введены мягкие прокладки, а панели пола к каркасу фюзеляжа крепятся на упругих элементах.
Салоны для пассажиров оборудованы мягкими креслами с прпвяз ными ремнями, плафонами освещения, системами звукового и светового оповещения и вызова бортпроводника, полками для ручной клади, синтетическими коврами, портьерами, занавесками. Стены и потолки салонов, кабины экипажа и бытовых помещений облицованы декоративноотделочными материалами. В бытовом оборудовании широко используются современные синтетические материалы и пластмассы. Освещаются помещения светильниками с плафонами нз органического стекла белого цвета. Имеются светильники индивидуального освещения. В полете пассажиров обслуживают два бортпроводника, сиденья для которых находятся: одно в вестибюле экипажа, другое — в переднем вестибюле и третье — в конце пассажирской кабины.
ПАССАЖИРСКАЯ КАБИНА И КАБИНА ЭКИПАЖА
Пассажирская кабина разделена на два салопа — передний и задний—легкосъемной перегородкой у силового шпангоута № 34. В салонах установлено 36 двухместных блоков пассажирских кресел (могут быть и другие варианты компоновки пассажирской кабины) Каждый блок кресел устанавливается на два рельса с колеей 805 мм с помощью опор, закрепленных на трубе каркаса блока. Все кресла крепятся к полу с помощью специальных направляющих, в которых имеются вырезы с шагом 30 мм, служащих для крепления стопорных болтов кресел. Конструкция направляющих позволяет быструю перестановку кресел Силовой каркас блока выполнен из магниевого сплава МА8-М. Л1ягкие элементы кресла выполнены из поропласта и приклеены к каркасу клеем 88. Для комфорта пассажиров спинка кресла может менять наклон с 16 до 25°-
Спинки кресел откидываются вперед и назад, сиденья откидываются вверх, что позволяет пассажирам удобно проходить по рядам и располагаться в креслах. Все кресла оборудованы пепельницами, вмонтированными в средние подлокотники, карманами для газет и журналов, столиками (на задней стороне спинок). На случай полетов самолета над водными пространствами каждое пассажирское место снабжается спасательным жилетом АСЖ-63П.
Между первым и вторым рядами кресел поставлены столики-:Над креслами установлены багажные полки-поручни для ручной клади пассажиров- На полках имеются панели обслуживания с арматурой индивидуального освещения и вентиляции, с лампами для освещения номеров рядов кресел и сигнализации вызова бортпроводника, а также с кнопками ее вызова.
В проходах между креслами и между рядами кресел уложены капроновые ковровые дорожки с подслоем эластичной губчатой резины, что позволяет не крепить их к полу (в процессе эксплуатации необходимо следить, чтобы кромки ковров были прижаты к полу резиновыми вкладышами).
Салоны освещаются плафонами прямоугольной формы, установленными на потолке. В плафоны установлены лампы дневного света, а между ними — лампы накаливания (дежурное освещение). Плафоны выполнены в виде отдельных секций, что позволяет легко менять электролампы.
В окнах салонов имеются раздвижные занавески. Стены и борта салонов, поверхности багажных полок и коробов вентиляции облицованы синтетическим материалом—павинолом на мягкой основе из поропласта. отвечающим требованиям теплозвукоизоляции и комфорта. Декора-
320
Pin 11.1. Сиденье пилота: а — вид на левый борт сиденья; б — вид па правый борт сиденья;
/ — рама; 2 — зубчатая рейка; 3 — ролики; 4 — рукоятка управления наклоном спинки; 5 — подушка; 6 — рукоятка управления продольным перемещением; 1 — подлокотники; 8 — спинка; Р — рукоятка регулирования подлокотников; 10 — рукоятки управления вертикальным пере мещением; 11. 13— качалки:
12 — каретка; 14 — шариковый пружинный замок; 15 — направляющая; 16 — рельс; 17 — ролик; 18 — пружинный стопор продольного перемещения
тпвное оформление салонов выполняется в четырех цветовых вариантах:
«солнечный» — в зеленоватых тонах;
«северный» — в серо-голубых тонах;
«мечта» — в голубых тонах;
«бирюзовый» — в серо-кремовых тонах.
Кабина экипажа облицована до шпангоута № 9 так же, как и салоны, павинолом с подслоем мягкого поропласта светло-зеленого цвета. Облицовка состоит из съемных панелей, большинство которых сделано из фанеры. Панели, расположенные над сиденьями пилотов, и детали облицовки фонаря пилотов отштампованы из сплава АМцА-М. Сиденья пилотов (рис 11.1) вкатываются на четырех парах роликов 17 на раме в направляющие рельсы 16, приклепанные к полу. В рельсах имеются отверстия, в которых сиденье фиксируется штырями пружинного стопора, связанного через систему качалок, тяг и троса с рукояткой 6 управления продольным перемещением сиденья на левой стороне каретки. Перемещение сиденья вверх и вниз осуществляется по направляющим: вниз — под действием веса пилота, вверх — силой воздушной пружины с давлением воздуха 18 кГ/см2. Рукоятка управления перемещением сиденья находится на правой стороне каретки и связана через систему качалок, тяг и троса с шариковыми пружинными замками 14 каретки, которыми сиденье фиксируется в вертикальных направляющих.
Конструкция сиденья обеспечивает:
продольное перемещение: правого сиденья на 138 мм с фиксацией в семи положениях, левого — на 69 мм с фиксацией в четырех положениях;
вертикальное перемещение на 160 мм с фиксацией в одиннадцати положениях;
изменение наклона спинки от 18 до 38° относительно вертикали с одновременным выдвижением подушки на 50 мм и изменением ее наклона к горизонту от 4 до 8° с фиксацией в шести положениях ( за счет изменения наклона туловища при даче рукоятки 4 на себя);
регулировку подлокотников по углу наклона и откидывания подлокотников вверх с помощью рукояток 9.
Размер сиденья между подлокотниками—-465 мм. В левом подлокотнике вмонтирована пепельница.
Конструкция сиденья штурмана обеспечивает.
продольное перемещение на 120 мм с фиксацией в трех положениях; поворот сиденья на 180° с фиксацией в семи положениях;
321
вертикальное перемещение на 80 мл с фиксацией в пяти положениях.
Сиденье лоцмана шарнирно закреплено на правом борту на специальном кронштейне и сделано складывающимся (откидывается к борту, освобождая проход к рабочему месту штурмана).
Сиденье бортмеханика установлено между сиденьями пилотов и шарнирно закреплено на правом борту на специальных кронштейнах. Сиденье сделано складывающимся и откидывается к правому борту, освобождая проход.
Сиденья бортпроводников в передней части кабины откидные. Сиденье, установленное в конце заднего пассажирского салона, закреплено на перегородке правого туалета- Для обеспечения прохода в багажное отделение заднее сиденье на роликах закатывается в нишу, имеющуюся в стенке. На перегородке левого туалета имеется запорный кронштейн, на который кладется консольная часть сиденья, запирающаяся автоматически в рабочем положении.
Все сиденья членов экипажа и бортпроводников имеют привязные ремни.
Буфет расположен между передним багажником и салоном для пассажиров. Буфет предназначен для обеспечения пассажиров и членов-экипажа горячими и холодными напитками и холодной закуской. Кроме того, предусмотрена возможность горячего питания. Для обеспечения пассажиров горячим питанием необходимо предварительное приготовление продуктов в цехе питания аэропорта, так как на борту предусматривается только подогрев или незначительная доработка продуктов питания. Педварительная сервировка полуподносов П-2 или больших подносов П-1 должна также производиться в цехе питания аэропортов.
Стол буфета установлен на правом борту фюзеляжа. Под крышкой стола размещены четыре контейнера бортпроводника.
Компрессионный автоматический холодильник «Минск-2» предназначен для сохранения пищевых продуктов, охлаждения напитков и приготовления пищевого льда. Питание переменным током с напряжением 127 в осуществляется от преобразователя ПО-бООС (потребляемая мощность ПО—140 вт). Выключатель холодильника расположен на электрощитке бортпроводника. Питание бытовых приборов (электрокипятильников, духового шкафа и электроплитки) осуществляется от отключаемой при включении противообледенителя стабилизатора шины бытовых приборов, расположенной в РК пассажирской кабины и подключаемой к бортсети с помощью выключателя на электрощитке штурмана. На самолете предусмотрена возможность включения электрического пылесоса при помощи штепсельных розеток, расположенных в кабине у шпангоутов № 11 и 34.
Туалеты расположены по обе стороны от прохода из салона в заднее багажное отделение и оборудованы водопроводом и канализацией. У передних стенок туалетных помещений установлены унитазы, рядом с которыми имеются педали для промывки их чашек. По бортам фюзеляжа смонтированы тумбочки, в которых хранятся коробки для салфеток, туалетной бумаги, гигиенических прокладок и платяных щеток, а также ящики для использованных салфеток.
Умывальники расположены на задних перегородках туалетных помещений. Для подогрева воды в туалетах установлены электрические водоподогреватели ПВ-27, включение которых осуществляется с электрощитка бортпроводника. Из водоподогревного бачка нагретая вода подается к крану-смесителю умывальника. В туалетных помещениях имеются розетки для электробритв; выключатель розеток расположен на электрощитке бортпроводника.
Борта и потолок туалетных помещений облицованы павинолом па поропласте, а перегородки и двери — слоистым пластиком. Полы туа-322
летных помещений герметизированы — покрыты хлорвиниловым линолеумом на герметике.
В туалетных имеются кнопки для вызова бортпроводника и концевые выключатели для замыкания цепей красных ламп подсвета табло «Занято» п зеленых ламп подсвета табло «Свободно», размещенных над входными дверями в туалеты. Если заняты оба туалета, то над общей входной дверью в туалеты загорается табло «Туалеты заняты».
Сигнализация вызова бортпроводника и подсвета табло нумератора пассажирских мест. Для вызова бортпроводника пассажирами или экипажем и подсвета табло нумератора пассажирских мест имеется система световой и звуковой сигнализации. Вызов бортпроводника пассажирами осуществляется нажатием кнопочны?; выключателей на панелях обслуживания пассажиров, расположенных на полках ручной клади над каждым блоком кресел. При нажатии кнопки пассажиром на электрощитке бортпроводника звенит электрозвонок и загорается лампа сигнализации вызова из переднего или заднего салона. Одновременно с этим загорается лампа подсвета нумератора пассажирских мест, указывая бортпроводнику, с какого места происходит вызов.
При получении сигнала бортпро- Рис. 11.2. Электрощиток бортпровод-водпик должен выключить звонок пика
кнопкой на своем электрощитке, выйти к пассажиру, выполнить его просьбу, после чего привести систему сигнализации в исходное положение: нажать на кнопку вызова на панели обслуживания пассажиров, а вернувшись в буфет, нажать на кнопку выключателя «Сброс сигнала» вызова пассажирами передней или задней кабины на электрощитке бортпроводника (рис. 11.2).
Включение нумератора пассажирских мест производится перед посадкой пассажиров выключателем на электрощитке бортпроводника. При этом загораются 22 лампы на панелях обслуживания переднего салона и 14 ламп иа таких же панелях заднего салона. Для разграничения работы ламп в режиме вызова и в режиме нумератора в цепях питания ламп установлены диоды, исключающие возможность подачи «плюса» бортсети в цепи питания ламп нумератора мест при работе системы в режиме сигнализации вызова бортпроводника.
Для вызова бортпроводника экипажем необходимо нажать кнопку, установленную на передней торцовой стенке электрощитка левого пилота. При этом сработает электрозвонок на электрощитке бортпроводника и загорится сигнальная лампа вызова экипажем. После получения сигнала бортпроводник отключает кнопкой на своем электрощптке звонок, а другой кнопкой с надписью «Вызывает экипаж, туалет» производит сброс сигнала вызова. При вызове бортпроводника из туалета также сработает звонок и загорится лампа вызова из туалета.
323
Для вызова экипажа на связь по СГУ на щитке СГУ-15 бортпроводника установлена кнопка, при нажатии которой на пульте триммеров левого пилота загорится лампа «Вызывает бортпроводник».
Для оповещения пассажиров перед взлетом и посадкой, при попадании самолета в турбулентную атмосферу в пассажирской кабине у шпангоутов № 18 и 34 и у шпангоута № 26 установлены транспаранты «Не курить, застегнуть ремни». Подсвет каждого транспаранта осуществляется четырьмя параллельно включенными лампами.
Включение транспарантов производит второй пилот выключателем, установленным на его электрощитке.
Уход за отделкой и оборудованием кабин и бытовых помещений. Стены кабины экипажа и пассажирских салонов облицованы мягким декоративно-облицовочным материалом — «дублером». Потолок салона облицован павинолом на стеклоткани.
Полы кабин покрыты коврами из капроновой ворсовой ткани с губчатым резиновым подслоем, что обеспечивает их плотное прилегание к полу. Полы должны лежать без перекосов и складок, а кромки их должны быть заправлены в определенных местах под специальные металлические полоски, а по рельсам крепления сидений — под резиновые вкладыши.
В вестибюлях у входов всегда должны лежать на полу резиновые коврики для вытирания ног пассажиров и экипажа.
Необходимо следить, чтобы занавески, шторы и портьеры всегда находились в правильном положении и были чистыми; загрязненные — немедленно заменять. Во избежание загрязнения и повреждения потолочных панелей не разрешается класть на багажные полки чемоданы, ящики и другие грубые, тяжелые предметы. Необходимо следить, чтобы положенные на полку вещи не касались потолка. В случае касания вещи необходимо снять и поместить в багажное отделение.
С целью обеспечения аккуратного обращения пассажиров с бытовым оборудованием бортпроводнику, кроме обычной информации, рекомендуется:
информировать пассажиров, что большая часть бытового и пассажирского оборудования выполнена из тонких и легких синтетических материалов, требуюших бережного отношения, так как они могут быть сравнительно легко повреждены при несоблюдении осторожности;
напомнить пассажирам, что курить можно только на месте в кресле, что нельзя курить в туалете, в вестибюле и в буфете. Для окурков имеются пепельницы в каждом кресле. Если пепельница переполнится, обязательно попросить бортпроводника очистить ее и не класть окурки, бумажки и прочие отходы в другое место.
САНИТАРНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Санитарно-техническое оборудование самолета состоит из двух систем: водоснабжения и канализации, размещенных в задней части пассажирской кабины между шпангоутами № 41 и 50. Система водоснабжения служит для обеспечения водой умывальников, туалетных комнат, а система канализации — для слива использованной в умывальниках воды и обеспечения промывки унитазов.
Санитарно-техническое оборудование (рис. 11.3) включает следующие основные агрегаты: бак для воды 14 емкостью 55 л, два умывальника 19 с кранами, два унитаза 1, сливной бак 27 емкостью 150 л, фильтрующий узел 18 с двумя электронасосами ЭЦН-104 36 для промывки унитазов, панель 24 заправки водой и панель 30 слива нечистот, заправки системы канализации химжидкостыо и промывания ее водой.
324
11
12 13
Рнс. 11.3. Принципиальная схема систем водоснабжения и канализации:
/ — унитаз; 2 — педаль-кнопка промывки унитаза; 3 — сливной кран; 4, 6, 8, 11, 15, 16. 17, 20, 21— трубопроводы; 5 — бачки; 7 — краны-смесители; 9— запорный кран; 10 — указатель количества воды; 11 — трубопровод дренажа бака для воды; 12 — водозаправочный поплавковый кран; 13 — контрольный водозаправочный клапан; 14—бак для воды; 18— фильтрующий узел; 19— умывальник; 22— дренажная труба; 23— вытяжная труба сливного бака; 24 — водозаправочная панель; 25 — контрольный штуцер; 26— водозаправочный штуцер; 27 — сливной бак; 28 — обратный клапан; 29 — трубопровод подвода горячего воздуха; 30 —- сливная панель; 3/— слнвной клапан; 32—клапан слива отстоя из насосов ЭЦН-104; 33 — кнопка включения насосов ЭЦН-104; 34— штуцер заправки хнмжидкостью; 35 — коллектор; 36 — насос ЭЦН-104; 37— трубопровод заправки химжидкостью и промывки сливного бака; 38, 39 — трубопроводы
Система промывки унитазов — замкнутая, рециркуляционного действия, т. е. унитазы промываются жидкостью, находящейся в сливном баке, после чего жидкость снова стекает в сливной бак.
Для уничтожения запахов и дезинфекции нечистот в качестве реагента применяется специальная химическая жидкость, которая также частично растворяет твердые частицы нечистот. Химжидкость заправляется в сливной бак в количестве 12% его емкости, что составляет 18 л. В течение полета концентрация химжидкости уменьшается за счет разбавления ее водой, поступающей из умывальников, и жидкими нечистотами. Получаемый раствор химжидкости прокачивается через фильтрующий узел 18 емкостью 11 л, где твердые частицы нечистот отфильтровываются, и насосами ЭЦН-104 подается по трубам на промывку унитазов
Заправка системы водоснабжения водой производится через водозаправочную панель 24, а заправка системы канализации химжпд-костью и промывка ее на земле осуществляются через сливную панель 30. Обе панели расположены на обшивке фюзеляжа снизу. Для предотвращения замерзания заправочных и сливных штуцеров панелей они изнутри обогреваются горячим воздухом, поступающим из системы обогрева кабин по трубопроводам 29.
Система водоснабжения. В систему водоснабжения входят: бак 14 для воды емкостью 55 л, два умывальника 19 с кранами-смесителями 7, водозаправочная панель 24, краны, трубопроводы и арматура. Бак 325
для воды 14 установлен в заднем багажном отделении (слева, вверху) и заполняется водой на земле в количестве 45 л через водозаправочную панель, расположенную на обшивке фюзеляжа в нижней части правого борта между шпангоутами № 45 и 46. В баке расположены водозаправоч нып поплавковый кран 12
Рис. 114. Контрольный водозаправочный клапан:ц контрольный ВОДОЗапра-«очный клапан 13. Для за-верстия в корпусе ПраВКИ СИСТвМЫ ВОДОЙ СО
штуцеров 25 и 26 на водозаправочной панели снимаются заглушки и к штуцеру 26 присоединяется шланг от водозаправщика, от которого вода под давлением 1—2 кГ1см2 по трубопроводу 16 подается в бак 14. При наполнении бака водой до уровня, соответствующего 45 л, пробковый кран 12 с помощью поплавка перекрывает воду. На том же уровне внутри бака стоит контрольный водозаправочный клапан (рнс. 11.4), в корпусе которого имеется поршень 3, на штоке которого сидит клапан 7. При уровне воды, равном 45 л, поршень 3 давлением воды, поступающей из водозаправочного трубопровода, смешается влево, преодолевая усилие пружины 4. При этом открывается клапан 7 и вода, заполняющая через отверстия 8 корпус клапана, через штуцер 6 и трубопровод вытекает нз контрольного штуцера на водозаправочной панели, сигнализируя о том, что бак заполнен до 45 л. После отсоединения шланга водозаправщика необходимо дождаться полного слива воды из штуцеров водозаправочной напели, после чего закрыть их заглушками. В баке имеется указатель количества воды поплавкового типа.
В случае заправки бака водой при температуре ниже 2°С необходимо закрыть запорный кран 9 (см. рис. 11.3) под баком, чтобы предотвратить замерзание воды в холодном трубопроводе 17 после бака (открывается кран после включения обогрева кабин в наборе высоты). Вода перед заправкой должна быть подогрета до температуры 35—60°С, а пассажирские салоны должны быть подогреты до температуры 15°С. Из бака вода по трубопроводу 17 поступает в магистрали питания умывальников. По трубопроводам 4 вода поступает в водоподогревные бачки 5, а затем по трубопроводам 6 в краны-смесители 7, где смешивается горячая и холодная вода. Кран-смеситель или кран-дозатор (рис. 11.5) состоит из корпуса 14, в котором расположены золотники 12 и клапан 4. Подача воды в раковину происходит при нажатии на ручку 7, когда клапан 4, связанный с ней рычагом, опустится вниз. К крану подведены две трубы, которые подсоединены к нему с помощью гайки 20 и угольника 21. На облицовке 23 крана указаны три положения ручки 22 крана, которым соответствуют три положения золотника 12; нейтральное — теплая вода, треугольник темно-голубого цвета — холодная вода, треугольник красного цвета — горячая вода. Поворотом ручки 22 крана с помощью защелки 18 и пружины 17 фиксируется нужное положение золотника 12.
Краны-смесители соединены между собой с помощью дренажного трубопровода 8 (см. рис. 11.3).
Из раковин умывальников вода самотеком стекает в сливной бак 27 по трубопроводам 39. В нижней точке трубопровода 17 под полом установлен сливной кран 3 для слива воды из системы водоснабжения 326
в бак 27. Маховичок крана вынесен на поверхность пола, подход к нему осуществляется через створки тумбочки под умывальником в левом туалете.
В зимнее время перед посадкой самолета необходимо открыть кран 3 и слить воду в сливной бак. После посадки самолета и высадки пассажиров немедленно, пока кабина и подпольное помещение не охладились до минусовой температуры, полностью слить воду из системы санузла и оставить кран 3 открытым до следующего полета.
В летнее время перед длительной стоянкой самолета необходимо сливать воду во избежание нагревания и ее порчи.
Систему водоснабжения необходимо периодически, а также после ремонта и в случае обнаружения загрязнения дезинфицировать.
Если при подаче воды от во-дозаправщика бак не заполняется при достаточном давлении в штуцере заправки, то необходимо убедиться в исправности магистрали и в отсутствии в ней воздушных пробок, а зимой и льда. Если магистраль исправна, то необходимо проверить через поплавок водозаправочного крана
Рис. 11.5. Кран-смеситель:
/, 15 — заглушки; 2, 5, И, 13 — уплотнительные кольца; 3 — пробка; 4— клапан; 6 — чашка; 7— ручка клапана, 8, 10— штифты; 9— переходник;
12— золотник крана; 14 — корпус клапана с трубкой; 16 — контровка; 17 — пружина; 18 — защелка; 19—болт; 20 — гайка; 21 — угольник;
22—ручка крана; 23 — облицовка крана
ючок в водобаке, поворачивается ли '. Если поплавок не поворачивается.
заменить кран.
В случае появления в водобаке характерного булькающего звука при наборе высоты или снижении и обнаружении деформации бака необходимо проверить, не забита ли трубка дренажа И, идущая от бака к вертикальной стенке раковины левого умывальника.
Трубопроводы системы водоснабжения выполнены из нержавеющей стали.
Система канализации. В систему канализации входят (см. рис. 11.3): сливной бак 27 емкостью 150 л, два унитаза 1, фильтрующий узел 18 емкостью 11 л с двумя насосами ЭЦН-104, заканчивающийся в нижней части сливным клапаном 31, установленным на сливной панели 30, расположенной в нижней части обшивки фюзеляжа справа между шпангоутами № 41 и 42. На сливной панели установлен также штуцер 34 для промывки на земле системы канализации и заправки ее химжидкостыо и кнопка 33 для включения насосов ЭЦН-104 при промывке унитазов водой на земле.
С л и в н о й бак — сварной, выполнен из нержавеющей стали толщиной 0,8 мм. Наверху к обечайке бака приварен фланец для установки обратного клапана 28 в трубе, подающей химжпдкость или воду при промывке системы канализации на земле. Наверху в баке имеется смотровой люк с крышкой, а рядом с ним патрубок для вытяжной вентиляции, к которому подсоединяется трубопровод с петлей в вертикальной плоскости, который вторым концом выходит к выпускному клапану
327
2176Г, чем устраняется возможность распространения запахов по кабинам. Вдоль верхнего контура бака изнутри к обечайке приварены желоба с отверстиями диаметром 3 мм, направленными на вертикальные стенки бака, что обеспечивает им хорошую промывку.
Фильтрующий узел служит для отделения от жидкости, поступающей к насосам ЭЦН-104, твердых частиц нечистот. (Внутри цилиндрического сварного из нержавеющей стали корпуса узла находятся два фильтра, концентрически вставленных один в другой Внутренний фильтр представляет собой решетку и предназначен для грубой очистки. Наружный фильтр — сетчатый, предназначен для топкой очистки.
Оба фильтра выполнены из нержавеющей стали, их каркасы обеспечивают легкое снятие и установку фильтров. В нижней части обечайки корпуса фильтрующего узла приварены два патрубка с фланцами для крепления насосов ЭЦН-104, предназначенных для подачи жидкости из сливного бака на промывку унитазов Насос ЭЦН-104 центробежного типа, приводится в действие электродвигателем Д-100 постоянного тока напряжением 27 в. Включение насоса производится концевым выключа-1елем, который нажимается педалью-кнопкой 2, установленной у каждого унитаза на полу. Цикл работы электродвигателя — кратковременный: не более 1 мин при интервалах между включениями не менее 15 мин и 10—15 сек при интервалах между включениями не менее 5 мин. Насосы ЭЦН-104 имеют дренажные штуцера, соединенные с полиэтиленовыми прозрачными трубками-сборниками, которые в свою очередь подсоединяются к клапану 32 слива капель из дренажных штуцеров насоса ЭЦН-104, вмонтированному в корпус основного клапана слива 31. Жидкость, вытекающая через сальники насосов, собирается в полиэтиленовых трубках-сборниках, а при открытии сливного клапана 31 открывается клапан 32 и эта жидкость вытекает вместе с нечистотами. Перед открытием сливного клапана 31 необходимо проверить количество жидкости в полиэтиленовых трубках-сборниках. Если течь через дренажное отверстие насоса превышает 0,5 смг!ч, то насос ЭЦН-104 необходимо заменить.
Сливной клапан состоит из корпуса, выполненного из нержавеющей стали, в котором помещается механизм открытия клапана с рукояткой. Для открытия клапана надо снять контровочную булавку, надавить шарик рукоятки и повернуть рукоятку вниз до упора. Для обеспечения герметичности сливной клапан имеет герметическою заглушку с резиновым уплотнительным кольцом. К одному фланцу корпуса клапана крепится фильтрующий узел. Другим фланцем корпус клапана герметично крепится к сливной панели. В нижней части к корпусу приварена горловина, выточенная по международному стандарту для присоединения к ней шланга ассенизационной машины и для установки герметической заглушки.
Запрещается выпускать самолет в полет при негерметичности сливного клапана и его крышки. В случае негерметичности необходимо: протереть резину грибка клапана и кромку его седла для удаления попавшей грязи, песка и т. д.; подтянуть грибок к седлу с помощью шарового болта; заменить в случае сильного разрушения резиновую прокладку грибка. На герметичность ктапан испытывается под давлением воды 1,5 кГ]см2 в случае обнаружения жидкости на крышке горловины сливного клапана до его открытия.
Унитаз изготовлен из листовой нержавеющей стали. В верхней части его проходит кольцевой промывной канал, по всей длине которого имеется ряд отверстий, а в задней части — удлиненное щелевое отверстие с приваренными патрубками для подсоединения трубы от насоса ЭЦН-104. В задней части унитаза из промывного канала выведена труба для обеспечения возможности прочистки канала гибким щетинным 328
ершом в процессе эксплуатации. Унитаз опорным фланцем крепится к полу.
Трубопроводы системы канализации выполнены из нержавеющей стали и соединяются переходниками, а также дюритами с хомутами.
Эксплуатация системы канализации. Непосредствен* но перед полетом необходимо заправить систему канализации химжид-костью через штуцер 34 (см. рис. 11.3). Для этого переключатель насоса ассенизационной машины ставится в положение «Химжпдкость», дозатор насоса устанавливается на время, необходимое для перекачки 18 л, и включается насос, который после перекачки этой дозы автоматически остановится. Если нет подтекания жидкости через сливной клапан 31, устанавливается герметическая заглушка клапана слива и отсоединяется шланг от штуцера 34. После того как полностью стечет химжпдкость из штуцера 34, на него ставится заглушка и закрывается крышкой сливной панели.
Если при заправке системы канализации химжпдкость не поступает в сливной бак, то необходимо проверить, не засорена ли труба магистрали. Если труба не засорена, то необходимо снять и сменить обратный клапан 28, препятствующий попаданию жидкости при переполненном сливном баке в трубопровод заправки химжидкостыо и промывки бака.
При отрицательных температурах наружного воздуха химжпдкость перед заправкой должна быть подогрета до температуры 25—35°С.
Перед сливом нечистот необходимо проверить количество жидкости в полиэтиленовых трубках-сборниках насосов ЭЦН-104, после чего открыть крышку сливной панели 30, снять герметическую заглушку сливного клапана 31 и подсоединить к горловине клапана сливной шланг ассенизационной машины. После открытия сливного клапана присоединяется промывочный шланг ассенизационной машины к штуцеру 34 и включается насос машины, подающий воду под давлением около 2 кГ/см2 через обратный клапан 28 в промывочные желоба бака 27. Вода, растекаясь по стенкам и днищу бака, направляется в фильтрующий узел, и, промывая его, стекает через открытый клапан 31 в приемный резер-. вуар ассенизационной машины.
Для промывки унитазов теплой водой при работающем насосе ассенизационной машины закрывается сливной клапан поворотом руко-. ятки вверх до запирания на верхнем фиксаторе и через несколько секунд, когда в фильтрующем узле скопится около 5—8 л воды, нажимается кнопка на сливной панели для включения насосов ЭЦН-104. При нажатой кнопке насосы ЭЦН-104 нагнетают воду для промывки унитазов и фильтра. По окончании промывки, которая длится 2—3 мин, открывается сливной клапан и после того как вся вода из бака и фильтра стечет, отсоединяется сливной шланг от сливного клапана, клапан закрывается. Закрывается заглушка клапана и контрятся булавками рукоятка клапана и рычаг заглушки.
Если при закрытой промывке поток смывающей жидкости в унитазе явно слабый, то необходимо вынуть в промыть фильтр санузла (во избежание присыхания и затвердевания нечистот на сетке фильтра и разрушения сетки), осмотреть и при необходимости запаять сетку или заменить ее. При необходимости снять насосы ЭЦН-104 и промыть их фильтрующие сетки.
Нечистоты необходимо сливать по требованию экипажа (но не реже чем через 12 ч налета) сразу после останова двигателей независимо от температуры наружного воздуха. Если нечистоты не сливаются, то заправка воды не производится.
Категорически запрещается включать насосы ЭЦН-104 при пустом сливном баке, чтобы насосы не работали всухую.
329-
ЛВАРИ ИНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУ ДОВАНИЕ
Для быстрого покидания самолета пассажирами и экипажем в аварийных случаях на земле на борту самолета имеются: аварийный надувной трап ТН-3, авизентовый (брезентовый) желоб и спасательные канаты над всеми аварийными люками. Надувной аварийный трап расположен в нише кухни 'около входной двери. Изготовлен трап из прорезиненной ткани на капроне и представляет собой желоб, образованный надувным каркасом с прикрепленным к нему полотнищем. Надувной каркас трапа наполняется углекислотой из баллона, находящегося рядом с ним, за 10—15 сек до рабочего давления 0,5 кГ/см2 (емкость баллона 8 л).
Для приведения надувного трапа в действие необходимо полностью открыть входную дверь, снять панель с надписью «Аварийный трап», открыть замки крепежных лент трапа и поднести трап в чехле к входной двери. Закрепляется трап наконечниками лямок в специальные узлы в дверном проеме внизу, после чего необходимо выдернуть тросиком шпильки из штырей чехла и выбросить трап из самолета: чехол легко раскрывается, а трап, разворачиваясь, достигает земли. После этого необходимо проверить, не заломился ли соединительный шланг трапа с баллоном, и повернуть рукоятку вентиля баллона. Надувной каркас трапа наполняется за 10—15 сек углекислотой и трап занимает рабочее положение под углом 45°.
В случае бокового ветра, а также при наличии на земле камней, пней или кочек один-два члена экипажа спускаются по канату с узлами на землю и оттягивают трап за нижний конец, не допуская сноса трапа под самолет или зацепления его за препятствия. После установки трапа в рабочее положение первыми опускаются по трапу один-два члена экипажа, чтобы страховать пассажиров, спускающихся по трапу.
Бортпроводник перед высадкой пассажиров объявляет о необходимости освободиться ог острых предметов, снять очки, обувь на высоких каблуках; объясняет, как надо спускаться по трапу; не допускает скопления людей у входной двери.
Аварийная высадка 72 пассажиров при помощи одного надувного трапа ТН-3 осуществляется за 3—4 мин. В случае сильного пожара у входной двери лучше использовать авизентовый желоб вместо надувного трапа. Узлы для крепления желоба имеются как у основной, так и у служебной двери. Спасательный желоб установлен на задней стенке в гардеробе экипажа и изготовлен из материала «Плащ-палатка чехольная».
Для приведения спасательного желоба в действие необходимо открыть полностью входную или служебную дверь, снять желоб, вынуть его из чехла, положить у дверного проема и закрепить фигурные наконечники желоба в специальные узлы в окантовке дверного проема. После этого установить на пороге профильную накладку желоба и вытолкнуть желоб с канатом наружу. Первыми по канату желоба спускаются два члена экипажа, привлекая на помощь физически здоровых пассажиров, оттягивают желоб за петли в рабочее положение и страхуют пассажиров при сходе их с желоба.
Для ускорения эвакуации пассажиров на земле и на воде, а также в случае заклинеяия входной и служебной двери при аварийной посадке покинуть самолет можно через четыре аварийных люка (слева и справа над крылом) с помощью спасательных канатов (льняные плетеные шнуры), уложенных в чехлы, хранящиеся на багажных полках. •Спасательные канаты имеют узлы (кнопы), расположенные через 0,5 м, для предотвращения рук от ожогов вследствие трения при спуске. Ко-нец каждого каната оснащен сферическим наконечником, вставляемым в гнездо окантовки аварийного люка. Так как перед полетом стопор 330
замка аварийного люка ставится в положение «Открыто», то для открытия аварийного люка потянуть на себя лишь красную рукоятку замка (сбоку люка) и снять люк внутрь кабины, после чего закрепить в гнездо шаровой наконечник каната и выбросить канат на крыло.
На самолете на случай необходимости имеются два аварийных топорика. Один из них размещен на задней перегородке в гардеробе экипажа, а второй — на задней перегородке второго пассажирского салона. Топорики хранятся в специальных чехлах.
В .вестибюле экипажа установлены две аварийно-спасательные радиостанции «Прибой». При выполнении полетов над водными пространствами в комплект оборудования самолета входят групповые плавательные средства: пассажирские плоты СП-12 (каждый грузоподъемностью 1 300 кг — на 12 чел.), надувные лодки ЛАС-5М.-2 (грузоподъемностью 500 кг — на 5 чел.) и индивидуальные спасательные жилеты АСЖ-63П, размещаемые под сиденьями пассажиров и в вестибюле экипажа.
В случае вынужденной посадки на воду самолет сохраняет достаточную плавучесть, пассажиры покидают самолет через бортовые аварийные люки и входные двери, пользуясь спасательными фалами.
ГЛАВА 12
САМОЛЕТ Ту-134А. ОСОБЕННОСТИ И КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О ЕГО КОНСТРУКЦИИ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ту-134А является модифицированным вариантом самолета Ту-134, разработанным в ОКБ А. Н. Туполева. В нем используются лучшие качества самолета Ту-134, испытанного и проверенного на союзных и международных трассах Аэрофлота в течение продолжительного времени. Эти качества совместно с принципиально новым оборудованием значительно улучшили технические и тактические данные самолета, комфорт пассажиров, а главное расширили возможности эксплуатации скоростного самолета при плохих условиях погоды, не снижая уровня безопасности полетов. Все эти данные выдвинули самолет Ту-134А в ряды лучших самолетов мира данной категории.
Самолет Ту-134А имеет следующие главные отличия от самолета Ту-134;
на самолете установлены два двигателя Д-30 второй серии с реверсом тяги;
самолет оборудован вспомогательной силовой установкой ВСУ, которая обеспечивает автономность самолета — подачу воздуха для запуска двигателей, охлаждения и обогрева кабин, а также подачу электроэнергии бортовым системам;
фюзеляж самолета удлинен на 2,1 м, чем достигнута возможность с лучшими удобствами разместить и обслужить 76—80 пассажиров;
увеличен запас топлива (при установке двух дополнительных топливных баков);
введена дублированная система автоматического регулирования давления воздуха в кабине — САРД;
выполнены мероприятия по снижению уровня шума в пассажирской кабине.
В целом самолет рассчитан на перевозку до 8200 кГ коммерческой нагрузки на дальность полета до 2000 км- При уменьшении коммерческой нагрузки до 5 000 кГ дальность полета увеличивается до 3 200 км.
331
Высокие крейсерские скорости полета (850 — 900 км!ч) и большие высоты полета (11 000 м), наличие на борту самолета современных средств радионавигации, радиолокации и посадки по приборам позволяют самолету производить регулярные рейсы днем и ночью в сложных метеоусловиях, а также осуществлять автоматизированный заход на посадку по первой категории требований САО. Наличие реверсивного устройства на силовой установке позволяет производить посадки на ВПП с плохим состоянием поверхности (наличие воды, снега, гололеда и т. д.).
На самолете установлены два реактивных двухконтурных двигателя Д-30 второй серии с реверсивным устройством и вспомогательная силовая установка ВСУ. Двигатели размещены в гондолах, установленных на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа, и имеют максимальную тягу 6800 кГ каждый. Наличие реверсивного устройства на двигателях значительно улучшило посадочные характеристики самолета. Максимальное значение обратной тяги двигателя составляет 2 500/сГ (коэффициент реверсирования составляет 0,37). Реверсивное устройство (сокращенно реверс) расположено у выходного сечения реактивного сопла двигателя и конструктивно выполнено в виде Двух дросселирующих створок и отклоняющих решеток.
Установка ВСУ на самолете обеспечила ему независимость от наземных средств по запуску двигателей, снабжению бортовой сети электроэнергией и подачи воздуха в систему кондиционирования. Размещена ВСУ в хвостовой части фюзеляжа, поэтому в отличие от самолета Ту-134 здесь дополнительно установлен шпангоут № 65 и выхлопное устройство. Запуск газотурбинного двигателя ВСУ — ТА 8 осуществляется от наземного источника с напряжением 27 в или бортовой аккумуляторной батареи.
Управление двигателями, реверсивным устройством и ВСУ осуществляется с пульта левого пилота и щитка мотоприборов и ВСУ-
Питание потребителей электроэнергией на самолете осуществляется постоянным током 27,5 в, переменным однофазным током 115 в, 400 гц и трехфазным током 36 в, 400 гц. Основными источниками электроэнергии постоянного тока па самолете являются четыре генератора ГС 18ТО, а аварийными источниками — генератор ГС-12ТО, установленный па ВСУ, и аккумуляторная батарея 12САМ-55. Источниками переменного тока служат два преобразователя ПО-4 500. Для аварийного литания этой сети используется преобразователь ПО-500А- Для питания бортсети трехфазным током 36 в, 400 гц на самолете установлены два преобразователя ПТ-1 000ЦС. Для питания авиагоризонта и АРК-15 № 1 используется преобразователь ПТ-200Ц.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ту-134А, КОТОРЫМИ ОН ОТЛИЧАЕТСЯ ОТ САМОЛЕТА Ту-134
Общие
Количество пассажирских мест ...... 76
Двигатели ... . . ............'. 2 ДТРД Д-30
2-й серин
Взлетная тяга, кГ.......... , 2x6 800
Максимальная обратная тяга, кГ ... ......... 2X2500
Запуск двигателей ... ................. от воздушного старте-
ра с подачей воздуха от ВСУ или от наземной установки воздушного запуска (УВЗ)
Расход топлива ,кГ:ч........................... 0,620
Удельная нагрузка на крыло при взлетном весе 47 Т, кГ/м2 408
Длина самолета, м........................ . . . 37,047
Длина фюзеляжа, м ................ 33,17
Высота на стоянке, м . ............... 9,144
Клиренс при стояночном обжатии шасси, м........ 1.540
332
Минимальный радиус разворота........................ 15 .и
Стояночный угол самолета............................ 0°26'
Угол наклона главных амортстоек к хорде крыла при стояночном обжатии шасси . ................... 12°
Угол установки стабилизатора.................. . —1°,5
» » двигателя (в плане)....................... +4'
» разворота реверса .............................. 15°
» отклонения струи реверса . .............. 54°
Максимальная эксплуатационная перегрузка ........... 2,0
Шасси
База .... ........... ............... . . 15,83 м
Колея.......... 9,45 »
Эксплуатационные
Объемы п размеры помещений
Общий объем герметической кабины............... 124,84 м3
Внутренние размеры пассажирской кабины: длина.......................................... 14,90 м
ширина......................................... 2,71»
высота................................. . . 1,96 »
Объемы помещений (вариант 76 мест): переднего багажника............................ 6,0 ж3
пассажирской кабины......................• . 59,8»
заднего багажника . ................. 8,5»
Емкости (л)
Емкость расходного бака......................... 380
» I группы топливных баков.................. 2x1 150
» II » » » .................... 2x4910
» Ш » » ».................... 2x2190
Общая емкость топливной системы ........ 16500
Топлива и масла
Топливо для двигателей ТА-8 (ВСУ)
Масло »
Т-7,Тс-1,Тс-1Г,Т-1 (ГОСТ 12 308—66) ВНИИ НП-50-1-4Ф (ГОСТ 13 076—67)
Ноги шасси
.Давление воздуха в пневматпках колес । _ главных ног.....................................
передней ноги...................................
Начальное давление азота в амортизационных стойках: главных ног .......................................
передней ноги ..................................
в стабилизирующем амортизаторе..................
» гасителе пульсаций ...........................
» гидроаккумуляторах гидросистем ...............
» гидроаккумуляторе НС-45.......................
Максимальный угол поворота передних колес в каждую сторону: при рулении ........................................
» пробеге н разбеге ...........................
<В диапазоне взлетных весов:
стояночное обжатие амортстойки главной ноги . . . длина видимой части зеркала штока амортизационной стойки главной ноги ........................
стояночная усадка пневматиков главных йог . . . . длина видимой части зеркала штока передней ноги . стояночное обжатие амортизатора передней ноги . . стояночная усадка пневматиков передней ноги . . .
8,5+о. Ъкг /см2
8,5 +0,5 »
92+1 »
15+' »
130±^ »
115+3,0 »
70±3,0 »
35+2 »
. чч°+1
+ЭЭ _рзо'
+8°30'
-1°30’
175—230 мм
104—49 »
45—60 »
310—70 »
80—320 »
15—45 »
333
Весовые данные (кГ) Максимальный взлетный вес .......................
» посадочный вес...........................
Вес пустого снаряженного самолета................
> фюзеляжа..................... ...............
» крыла ......................................
> хвостового оперения . . .
» шасси................ ....................
» силовой установки ...........................
> оборудования ............ . ..................
Служебная нагрузка...............................
В том числе, топлива с аэронавигационным запасом (ЛЗН) на
60 мин полета...............................
масла ........................................
химжидкостн для туалета.......................
воды в туалете................................
Максимальная коммерческая нагрузка................
Центровки(% САХ)
Предельно передняя центровка (шасси выпущено) . .
> задняя » (убрано) . .
Центровка опрокидывания иа хвост пустого самолета . Смещение центра тяжести при уборке шасси.........
47 000
43 000
29 000
4 975
5 950
1 520
1 820
5 740
5 986
2 605
2 500
45
15
45
8 200
21
38
51,5
0,8—0,9 (назад)
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА
Особенности аэродинамики самолета Ту-134А определяются его аэродинамической компоновкой и тяговооруженностью, обеспечивающие хорошие характеристики устойчивости и управляемости самолета, эксплуатацию на высоких крейсерских скоростях полета, а также хорошие взлетно-посадочные характеристики.
Большая тяговооруженность, мощная механизация крыла, подфюзеляжный щиток, установка реверсивного устройства, надежные тормоза обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики.
Взлет самолета при весе 47000 кГ с выпущенными закрылками на 20° при р=760 мм рт. ст. и t= + 15ОС характеризуется следующими данными:
скорость отрыва передней ноги — 265 км/ч;
скорость отрыва самолета — 273 км/ч;
длина разбега по ВПП — 1 400 м:
длина .взлетной дистанции —2 160 м.
При этом взлетном весе в стандартных атмосферных условиях самолет набирает высоту Н —10 000 м в течение 20 мин.
Скорость горизонтального полета на крейсерской высоте равна 750—850 км/ч. Максимальные скорости горизонтального полета ограничиваются числом М=0,82, а на высотах ниже 77=8 600 м приборной скоростью не более Vnp=600 км/ч.
Посадка самолета с весом 43 000 кГ при отклоненных закрылках на угол 38° и щитке на 40° в стандартных условиях характеризуется следующими параметрами:
скорость полета по глиссаде, пролет ДПРМ и БПРМ и минимальная скорость пересечения входной кромки -— 265 км/ч;
нормальная скорость касания ВПП — 248 км/ч;
длина пробега после касания (реверс включен, интерцепторы отклонены) — 780 м;
длина посадочной дистанции — 1 340 м;
потребная длина ВПП по ICAO (прн к=1,43) — 1 920 м.
Характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета Ту-134А как в полетной, так и в посадочной конфигурации практически не отличаются от характеристик самолета Ту-134- Испытания самолета Ту-134А показали, что в пределах ограничений по центровкам (хт=21 — 334
—38% САХ) характеристики продольной устойчивости и управляемости приемлемы и самолет в указанных пределах устойчив по скорости. Скорость сваливания, полученная при летных испытаниях для веса самолета 47000 кГ при отклоненных закрылках на 10, 20 и 38°, составляет соответственно 238, 223 и 203 (Сумакс равен 1,53, 1,70 и 2,05). Минимально допустимая скорость самолета в горизонтальном полете с отклоненными закрылками должна быть больше на 20—25% скорости сваливания. Поэтому для всех этапов полета, за исключением взлета и посадки, для всех, полетных весов и высот полета независимо от положения шасси при отклоненных закрылках на 10, 20 и 38° установлены минимально допустимые скорости соответственно 300, 270 и 270 км/ч. При неоткло-ненных закрылках она ограничивается величиной 335 км/ч.
Запас по скорости 50—65 км/ч служит достаточной гарантией от неожиданного сваливания. Для полета с убранными закрылками минимально допустимая скорость установлена на 25—35% больше минимальной скорости сваливания с убранными закрылками.
Установленная для всех полетных весов и высот полета минимальнодопустимая скорость Vnp=335 км/ч гарантирует безопасную эксплуатацию самолета. Выполнение маневра на скоростях, близких к минимально допустимым, требует от пилота повышенного внимания. Поэтому при разворотах и переходе из режима снижения в горизонтальный полет, а также при пилотировании по приборам необходимо плавно перемещать рули с минимальными перегрузками и креном не более 20°. В эксплуатации для всех весов и высот разрешается выполнение разворотов с кренами 20, 25, 35 и 45° при приборных скоростях соответственно 300, 400, 500 и 605 км/ч.
Во всем диапазоне углов атаки и центровок при числах М=0,6—0,82 самолет устойчив по перегрузке с фиксированным и освобожденным управлением. На высоте /7=10—11 км срывная тряска возникает при перегрузке пу= 1,9—1,5 (а= 11—5°, т. е. су—1,0—0,5).
На всех высотах с убранной механизацией и шасси тряска наступает в момент сваливания- С выпущенной механизацией незначительная тряска возникает за 5—10 км/ч до скорости сваливания. При торможении на малых высотах наблюдается резкий характер сваливания и отсутствуют предупредительные признаки для своевременного сигнала пилотам. Поэтому с целью предупреждения сваливания самолета на приборной доске установлен АУАСП-15ДР с сигнализацией, срабатывающей при скоростях полета, превышающих скорость сваливания на 15—20%.
При отказе двигателя на взлете в момент отрыва самолет энергично кренится в сторону отказавшего двигателя. За 5 сек на скорости отрыва при включенном демпфере рыскания крен достигает 22°, если пилот не вмешивается в управление самолетом. При полете без крена для парирования разворачивающего момента требуется максимальное отклонение руля направления. Небольшой крен в сторону отказавшего двигателя уменьшает потребные отклонения руля примерно в 2 раза.
Для улучшения балансировки самолета на взлете и посадке на самолете Ту-134А установлен управляемый стабилизатор с диапазоном углов отклонения ср =—1,5—4,0° к СГФ. Перед взлетом стабилизатор устанавливается на угол ср=—1,5° по УПС-1К и после взлета и уборки шасси переставляется в полетное положение на угол гр=—1,5° к СГФ (Ч?ст=0° по УПС-1К).
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА
Основными частями планера самолета Ту-134А являются фюзеляж, •крыло и хвостовое оперение. Внешними формами самолет Ту-134А не отличается от планера самолета Ту-134, несмотря на то обстоятельство,
335
что средняя часть фюзеляжа удлинена на 2,1 м в районе шпангоута № 15 и добавлен шпангоут № 65 в хвостовой части фюзеляжа. Несколько отличается хвостовая часть фюзеляжа наличием капотов, люков, жалюзей и заслонки входного устройства двигателя ВСУ—ТА-8. Перенесена входная дверь, установлены дополнительные окна, доработаны передний багажник и пассажирский салон, усилена верхняя панель крыла и шпангоут № 51, снят тормозной парашют.
В фюзеляже самолета Ту-134А так же, как и в фюзеляже самолета Ту-134, размещены кабины пассажиров, экипажа и вспомогательные помещения.
Герметическая кабина фюзеляжа расположена между шпангоутами № 2—55. В отличие от фюзеляжа самолета Ту-134 фюзеляж в средней части увеличен на 2,1 м, в результате чего добавлен один ряд пассажирских кресел, увеличен передний багажник с 3,5 до 6,0 лг3, входная дверь перенесена в зону удлинения и увеличилось количество шпангоутов в зоне удлинения: № 15а, 156, 15в, 15д. Дополнительно установлены иллюминаторы между шпангоутами № 15в и 15г .по правому борту и между шпангоутами № 16 и 17 по обоим бортам. Ниша радиолокатора и отсек шасси размещены в том же районе, что и на самолете Ту-134. В дальнейшем предусматривается перенести радиолокатор на второй шпангоут фюзеляжа.
В хвостовой части фюзеляжа от шпангоута № 55 до шпангоута № 65 установлено оборудование высотной системы, проводка управления самолетом, агрегаты спецоборудования и гидросистемы, а также двигатель ВСУ со всеми вспомогательными агрегатами. В связи с установкой двигателя ВСУ изменена конструкция шпангоутов и обшивки за шпангоутом № 62, добавлен шпангоут № 65, установлен хвостовой обтекатель с выхлопным устройством, для подхода к ВСУ установлены капоты и люки.
Хвостовая часть фюзеляжа (рис. 12.1), начало которой идет от шпангоута № 55, наиболее изменена в связи с установкой ВСУ Основные изменения выполнены в отсеке установки двигателя ВСУ, расположенном между шпангоутами № 62 и 65. Прежде всего снят тормозной .парашют, добавлен шпангоут № 65, изменена конструкция шпангоутов № 61, 62, 63 и 64, установлены две продольные балки и новый хвостовой кок с выхлопной системой ВСУ. Шпангоуты № 63 и 64 — силовые, остальные — облегченной конструкции. Шпангоут № 62 отделяет отсек ВСУ от остальной части фюзеляжа и выполняет роль противопожарной стенки. Стенка шпангоута изготовлена из титанового листа толщиной 0,6 мм. В спедней части шпангоута размещено окно с противопожарной заслонкой для доступа воздуха к двигателю ВСУ. Заслонка управляется электромеханизмом со щитка управления ВСУ главным переключателем и в случае пожара автоматически закрывает окно, прекращая доступ воздуха к ВСУ. Между шпангоутами № 62 и 65 установлены створки 10 для доступа к двигателю ВСУ, которые крепятся шарнирно на двух продольных балках тремя кронштейнами. В закрытом положении створки фиксируются натяжными замками. В верхней части отсека ВСУ на каждом борту размещено по три люка 9 для монтажа ВСУ и щель 7 в верхней части отсека для прохода тросов при подъеме и опускании двигателя ВСУ. В нижней части между шпангоутами № 61 и 62 расположен люк 17 для доступа внутрь отсека хвостовой части фюзеляжа, ограниченной шпангоутами № 60 и 62 Крышка люка выполняет роль жалюзи для доступа воздуха к ВСУ при открытой противопожарной заслонке. Крепится крышка к каркасу с помощью петли и удерживается в закрытом положении быстросъемными замками. Для обеспечения подхода к двигателю ВСУ тросами при его демонтаже и монтаже часть зализа киля с фюзеляжем между шпангоутами № 62 и 63 выполнена съемной.
33G
Рис. 12.1. Хвостовая часть фюзеляжа:
1 — стыковочный шпангоут № 55а; 2—крышка монтажного люка; 3 —вырез под трубу воздухозаборника ВВР; 4— задняя подкилевая балка; 5—вырез под электрожгуты; 6— вырез под кар данный вал руля направления; 7 — люк для прохода тросов приспособления для снятия и установки ВСУ; 8—хвостовой обтекатель с выхлопным устройством ВСУ; 9 — люки для обслуживания ВСУ; 10 — створки ВСУ; //—жалюзи в иижнем монтажном люке; 12 — шпангоут № 65; 13— шпангоут № 64; 14 — продольные балки; 15 — шпангоут № 63, 16—шпангоут № 62; 17 —
люк для доступа воздуха к двигателю ТА-8; /«—шпангоут № 61; /9 — шпангоут Ко 60; 20 — промежуточные шпангоуты; 21 — верхняя балка; 22—вырез под тягу руля высоты и тросы управления; 23— вырез под патрубок выхода воздуха нз воздухо-воздушного радиатора, 24— люк штуцера подключения наземного кондиционера
Крыло самолета Ту-134А не отличается от крыла самолета Ту-134. В связи с увеличением взлетного веса самолета усилена верхняя панель крыла. В центроплане крыла выполнены некоторые изменения, обеспечивающие установку двух дополнительных мягких топливных баков, а также установлены гермотрубы для тросов управления двигателями-
Хвостовое оперение самолета Ту-134А по конструктивному исполнению не отличается от самолета Ту-134. Изменение концевого обтекателя киля вызвано заменой тросовой антенны радиостанции 1РСБ-70 стержневой антенной, которая устанавливается в передней части носка концевого обтекателя.
12-3030 337
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
На самолете Ту-134А установлено двойное управление по типу самолета Ту-134. По сравнению с управлением закрылками самолета Ту-134 управление закрылками самолета Ту-134А изменено — установлена система электрического управления закрылками — СЭУЗ-1 II серии, которая обеспечивает выпуск и уборку закрылков на углы, заданные положением рукоятки управления. Перенесены также указатели положения стабилизатора и щитка на верхнюю приборную доску пилотов (см. рис. 12.7). Остальные системы не имеют значительных доработок и изменений.
Управление закрылками самолета Ту-134А значительно изменено по сравнению с управлением закрылками на самолете Ту-134 и осуществляется электромеханизмом МПЗ-18А-5, соединенным с валами трансмиссии, которые связаны с винтовыми подъемниками (по два на каждый закрылок). Электромеханизм МПЗ-18А-5 приводится в действие системой СЭУЗ-1 II серии (системой электрического управления закрылками), которая обеспечивает выпуск и уборку закрылков на углы, заданные положением рукоятки управления.
Система СЭУЗ-1 II серии является электродистанционной системой с четырьмя независимыми каналами слежения и электроприводом смешанного возбуждения, выходной вал которого может занимать ряд дискретных положений, заданных рукояткой управления. По двум каналам обеспечивается дистанционное управление выпуском и уборкой закрылков, а по двум остальным — синхронизация положения закрылков. Задающим устройством в каждом канале является потенциометрический датчик, который включен в мостовую схему с потенциометром обратной связи. При выходе одного из каналов система остается работоспособной. Положение закрылков контролируется по индикатору ИП-32-07 указателя У П-32-07, питающегося от источника переменного тока ПТ-1000ЦС. Датчики указателя ДС-10 размещены на левом и правом механизмах МКВ-41. При перемещении рукоятки каждому ее положению соответствует определенное положение закрылков. Рукоятка управления размещена на верхней приборной доске пилотов и входит в состав механизма концевых выключателей МКВ-43А.
Управление системой СЭУЗ-1 осуществляется по двум самостоятельным каналам, имеющим одно выходное звено — выходной вал электромеханизма МПЗ-18А-5. Питание каждого канала осуществляется отдельно с шин № 1 и 2 через раздельные автоматы защиты сети и в случае отказа одного из каналов управления другой канал сохраняет работоспособность системы. При этом скорость уборки — выпуска закрылков уменьшается вдвое. Выключение системы СЭУЗ-1 при достижении закрылками крайних рабочих положений осуществляется автоматически механизмом концевых выключателей МКВ-42А, установленным на редукторе трансмиссии.
Система СЭУЗ-1 в случае нарушения механической связи между левыми и правыми закрылками или рассогласовании их положения автоматически останавливает закрылки и подает пилоту световой сигнал — загорается сигнальная лампа красного цвета на верхней приборной доске пилотов (см- рис. 12.12). При этом с возникновением крена пилоту необходимо осуществить переход на режим синхронизации перестановкой переключателя 2ППНГ-15К в положение <Выключено». В режиме синхронизации управление работой электромеханнзма МПЗ-18А-5 осуществляется по .каналу синхронизации, а каналы дистанционного управления отключаются. В этом случае закрылок с исправной механической связью следит за положением закрылка с поврежденной кинематической связью на одном работающем двигателе.
При появлении ложного сигнала о нарушении механической связи
338
(сигнальная лампа загорается, индикатор положения ИП-32-07 по левому и правому закрылкам одинаков, при остановке переключателя в положение «Выключен» перемещение закрылков синхронное) необходимо переключатель рода работ поставить в положение «Ручное» и закрылки выпускать и убирать. Ручное управление выпуском и уборкой закрылков в любое промежуточное положение выполняется перемещением рукоятки управления механизма МДВ-43А в одно из
1
Рис. 12.2. Пульт управления стопорением: f —троа КСАН-3,5; 2— барабан рукоятки; 3 — тяга; 4 — барабан рукоятки останова двигателя; 5 — поводок; 6 — рукоятка стопорения; 7 — рукоятка останова двигателя; 8— концевой выключатель А812В; 9— ролик; 10— нажимный кулачок
крайних положений — 38 или 0°. Для установки закрылков на необходимый угол в режиме уборки или выпуска необходимо после достижения по индикатору ИП-32-07 заданного угла переместить рукоятку на этот угол. Положение индикатора должно соответствовать действительному отклонению внутренних закрылков с допуском ± ГЗО7. Продолжительность выпуска или уборки на полный угол на земле от двух электродвигателей МПЗ-18А-5 должна быть не более 25 сек, а от одного — не более 50 сек.
Следует помнить, что при автоматическом управлении перемещение рукоятки управления закрылками должно носить строгий, целенаправленный характер — ее положение не менять до завершения запрограммированного цикла необходимого положения на выпуск или уборку. Перерыв между остановкой закрылков и движением рукоятки в обратную сторону должен быть не менее 30 сек. Если закрылки выпускаются
ручным приводом и не возвращены в исходное положение, то при включении АЗС закрылки будут двигаться самопроизвольно в положение,
соответствующее положению рукоятки управления.
В связи с изменением управления двигателями изменена и конструкция рукоятки стопорения (рис. 12.2). Тяга 3 блокировки соединена не с барабанами РУД, а с поводком 5 рукоятки управления запуском и остановом двигателя. Этим исключается возможность запуска двигателей в застопоренном положении органов управления самолета.
ШАССИ
В связи с увеличением взлетного веса до 47 Т шасси самолета Ту-134А усилено по основным наиболее нагруженным элементам. В отличие от шасси самолета Ту-134 главные ноги самолета усилены и снабжены новыми тормозными колесами КТ-81/3- Основными усиленными элементами главных ног шасси являются: амортизационная стойка, шлиц-шарнир, подкос-подъемнпк, тележка. Амортизационная стойка усилена за счет боковых раскосов и уха шлиц-шарнира в нижней части цилиндра. Наряду с усилением амортизационной стойки увеличено давление ее зарядки до 92 кГ/см2. Подкос-подъемник усилен путем увеличения стенки цилиндра по всему размаху и изменения конфигурации нижнего уха — добавления наплывов в местах радиусов. Увеличение диаметра цилиндра потребовало изменения конструкции крепления щитка. Балка тележки шасси усилена за счет уменьшения внутреннего диаметра, добавления ребер жесткости у оси колес и прилива — уха для крепления буксировочного приспособления. Выполнено усиление тормозных рычагов и тяг за счет увеличения их габаритов.
12* 339
7
Рис. 12.3. Передняя нога шасси и элементы системы управления поворотом:
1— педали; 2— качалка; 3 — тяга системы управления рулем направления; 4— золотниковый пульт РГ-16-0004; 5 — поводок; 6 — регулируемая тяга со срезиым болтом; 7—гермоузел; 8— пружина; 9— регулируемая тяга; 10 — качалка, 11 — кардан; 12 — карданный вал; 13 — рычаг; 14—колеса; 15 — шток амортизационной стойки; 16 — гидропривод (демпфер); 17 — тяга; 18—край переключения
Изменена конструкция передней ноги (рис. 12.3). На самолете Ту-134А установлена передняя нога шасси с разворотом 55° влево и вправо от нейтрального положения и новой конструкцией рулежно-демпфи-рующего цилиндра. С изменением рулежного угла разворота с 35° на 55° также изменился угол разворота шасси на режиме разбега (вместо 5°05'±30' стал 8°30'). Увеличение рулежного угла разворота передних колес шасси позволило сократить радиус разворота самолета Ту-134А до 15 м, а радиус разворота колес передней ноги — до 17 м. Остальные элементы шасси не претерпели конструктивных изменений.
Поворотно-демпфирующее устройство передней ноги, как и на самолете Ту-134, предназначается для поворота колес вправо и влево от нейтрального положения на угол 55° при рулении самолета на земле, а также гашения изгибно-крутильных колебаний стойки — шимми — при разбеге и пробеге самолета по взлетно-посадочной полосе.
Рулежно-демпфирующий цилиндр (РДЦ, рис. 12.4) устанавливается на амортизационной стойке передней ноги шасси в нижней части. Он .340
состоит из корпуса / с двумя диаметрально - противоположными лопастями 2, нижней и верхней букс, ступицы 3 с двумя диаметрально-противоположными лопастями 4, гильзы, набора резиновых и фторопластовых уплотнительных колец, клапанов 5 перепуска жидкости.
Корпус 1 и ступица 3 образуют кольцевую цилиндрическую полость, разделенную лопастями 2 и 4 на четыре равные части, которые попарно в диаметральном направлении связаны между собой каналами 6 и 12, образуя две гидравлические полости. В каждой гидравлической полости установлен перепускной клапан 5, предохраняющий конструкцию от перегрузок при приложении кратковременной сверхдопустимой нагрузки на колеса передней ноги. Подвижные и неподвижные лопасти 2 и 4 уплотнены манжетами 5 и прокладками 4, 7 (рис. 12.5), исключающими перетекание рабочей жидкости и негерметичность двух гидравлических полостей. В собранном положении РДЦ крепится на цилиндре амортизатора и удерживается гайкой, которая также стягивает кулачковую муфту с цилиндром.
Рассмотрим принцип работы рулежно-демпфирующего цилиндра. При рулении самолета на земле рабочая жидкость (см. рис. 12.4) подается под давлением в одну из гидравлических полостей цилиндра; под этим давлением подвижные лопатки 2 вместе с корпусом / поворачиваются до упора на амортизационной стойке. Одновременно жидкость поступает в клапанную полость, открывает клапан 5, заполняет кольцевые каналы 6, 12 и поджимает уплотнительные кольца 8 и 10. При этом вращение корпуса передается через звенья шлиц-шарниров к штоку с колесами. При подаче давления в другую полость происходит поворот колес в обратную сторону. При увеличении давления до 250 кГ/см2 в одной из двух гид-
К крану переключения
Рнс. 12 4 Рулежно-демпфирующип цилиндр (РДЦ, принципиальная схема):
I — корпус; 2 — подвижные лопасти; 3 — ступица; 4—неподвижные лопасти; 5 — перепускные клапаны; 6, 12 — каналы;
7 — нижняя букса; 9 — опорная гильза; 10 — уплотнительные кольца верхней буксы; 11— верхняя букса
Рнс. 12.5. Типовое уплотнение лопастей РДЦ:
I — цилиндрическая полость; 2—ступица; 3 — болт; 4, 7 — прокладки; 5 — манжета; 5 — распорная крышка; 8— шайба; 9— втулка; 10 — корпус
341
Панель АЗС лейая
Рис. 12.6. Принципиальная электросхема управления поворотом колес передней ноги шасси:
I — выключатель ВГ-15К управления поворотом колес; 2—концевой выключатель A8I2B сигнализации выпущенного положения передней ноги шасси; 3 — реле блокировки ТКЕ52ПД поворота колес; 4 — механизм концевых выключателей МКВ-36 сигнализации положения закрылков; 5 — концевой выключатель ДП-702 блокировки поворота передних колес и управления АУАСП-15КР; б — реле ТКЕ53ПД блокировки поворота колес при выпущенных закрылках; 7 — выключатель ВНГ-15К включения поворота колес на угол 55°; 8 — лампа СЛМ-61 сигнализации включения поворота колес па угол 55°; 9 — электромагнитный край ГА-163/16 включения механизма поворота колес
равлических полостей цилиндра открывается клапан 5 другой полости, сбрасывая давление из первой. При давлении ниже 250 кГ]см2 клапан 5 поджимается давлением жидкости к торцу клапанной камеры и перекрывает отверстия кольцевых каналов. В процессе свободного ориентирования и демпфирования колебаний колес происходит перетекание жидкости из одной полости в другую через дроссельное отверстие в кране переключения, установленном на цилиндре.
Изменение углов поворота колес передней ноги вызвало необходимость в замене золотникового пульта РГ-16А-0001 на РГ-16А-0004.
На самолете Ту-134А, как и на самолете Ту-134, применена электросхема управления поворота колес (рис. 12.6), обеспечивающая автоматический перевод системы управления из режима руления на взлетно-посадочный режим, а затем в режим свободного ориентирования колес без вмешательства пилота.
На основных ногах шасси, кроме общего усиления,
установлены тормозные колеса КТ-81/3. Аналогично колесам КТ-113 колеса КТ-81/3 состоят из барабана, дискового тормоза и шины. Тормоз колеса — дисковый, состоит из корпуса, блока цилиндров, прижимного диска, четырех подвижных биметаллических секторных дисков и пяти неподвижных металлокерамических дисков, с помощью которых энергия торможения превращается в тепло. Работа колес КТ-81/3 не отличается от работы колес КТ-113. Колеса допускают единичные, т. е. вынужденные, а следовательно, редко совершаемые посадки самолета с максимальным взлетным весом без какого-либо нарушения их работоспособности. Непрерывные взлето-посадки, т. е. посадки, чередующиеся одна за другой с малым интервалом времени, не обеспечивающим полного охлаждения тормозов колес без специальных мер предупреждения перегрева, не допускаются.
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
Гидросистема самолета Ту-134А не отличается от гидросистемы самолета Ту-134.
Давление в гидросистемах контролируется при помощи указателей дистанционных манометров и сигнальных красных ламп, размещенных на верхней приборной доске пилотов (рис. 12.7).
342
Рис. 12.7. Верхняя приборная доска пилотов:
1 — указатель положения стабилизатора УПС-1; 2 — сигнальная лампа (красная) синхронизации положения закрылков; 3 — механизм концевых выключателей МКВ-43А с рукояткой управления закрылками; 4 — указатель положения щитка; 5 — сигнальная лампа (красная) работы основной гидросистемы; 6 —манометр основной гидросистемы; 7 — манометр дублирующей гидросистемы: 8—сигнальная лампа (красная) работы дублирующей гидросистемы; 9— сигнальная лампа работы аварийной линии тормозной гидросистемы; 10 — манометр аварийной линии тормозной гидросистемы; 11— манометр тормозной гидросистемы; 12 — сигнальная лампа тормозной гидросистемы; 13 — переключатель управления уборкой и выпуском шасси; /4 — указатель ИП-32-07 положения закрылков; 15 — переключатель 2ППНГ-15К режимов работы закрылков
В связи с заменой колес КТ-113 на КТ-81/3 заменяются датчики УА-27М/13,14 автомата торможения на датчики УА-27-А/5.6, гидроагрегат УГ-100/3 на УГ-100/5 и устанавливается устройство выдержки времени УВВ-7 в цепи датчиков УА-27/5,6 и электромагнитных кранов УЭ-24/1,2 управления тормозами. УВВ-7 фильтрует все возможные ложные сигналы и пропускает только основные, необходимые для эффективной работы автоматики торможения.
Для исключения неуборки шасси после взлета (например, замерзание блокировочного концевика) на самолете Ту-134А введена разблокировка уборки шасси. Переключатель разблокировки установлен на пульте правого пилота.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
В отличие от самолета Ту-134 самолет Ту-134А оснащен двигателями Д-30 второй серии с реверсивным устройством и вспомогательной силовой установкой (ВСУ), включающей в себя газотурбинный двигатель с доработанными топливной и противопожарными системами, измененной системой запуска двигателей и их управлением.
Двигатель Д-30 второй серии является модификацией серийного двигателя Д-30. На нем выполнены следующие доработки:
установлено реверсивное устройство (реверс) с узлами и агрегатами блокировки и управления реверсом тяги, которое обеспечивает реверсирование тяги в целях торможения самолета при пробеге после посадки и в случае прерванного взлета;
вместо насоса-регулятора НР-30 установлен насос-регулятор НР-ЗОАР с узлами управления и блокировки реверсом тяги, автоматом разгона, узлом останова и запуска двигателя;
установлен воздушный стартер СТВ-10 вместо стартер-генератора СТГ-12ТМО-ЮОО с подводом к нему сжатого воздуха от ВСУ или аэродромной установки воздушного запуска;
установлена объединенная противообледенительная система обогрева лопаток ВНА, кока входного корпуса и самолетного воздухозаборника;
установлены датчики ДП-11 противопожарной системы 2С7К вместо датчиков ДП-6.
343
Рис. 12.8. Схема работы реверсивного устройства:
а — прямая тяга; б — обратная тяга;
1 — лопатки направляющей решетки реверса; 2 — ось створок; 3 — силовые цилиндры, 4 — створки
Вид сзади но сопло с редерсиВным устройством для левого двигателя
Рис. 12.9. Положение реверса на двигателе: 1 — фланец сопла крепления патрубка; 2—кронштейн крепления стекателя; 3 — решетки
Перечисленные изменения в свою очередь привели к изменению системы автоматического управления и электросистемы двигателя. Увеличение веса двигателя потребовало усиления узлов мотогондолы и пилона, что и было выполнено.
В связи с установкой реверса изменилась гондола двигателя — добавлены створки для доступа к механизму управления реверсом и конструктивно изменено крепление хвостовой части гондолы двигателя.
Реверсивное устройство (реверс) обеспечивает создание обратной тяги путем направления реактивной струи газов вперед под углом 54° к горизонтальной оси двигателей. Отклонение реактивной струи газов производится створками 4 (рис. 12.8), которые вращаются на осях 2 и каскадом решеток /. Реактивная сила, создаваемая отклоненной струей, является обратной (реверсной) тягой. В положении прямой тяги (рис 12.8, а) створки перекрывают решетки, образуя этим проточную часть выхлопной трубы. В положении об
ратной тяги (рис. 12.8, б) створки перекрывают газовый тракт двигате-
ля и направляют реактивную струю газа в решетки, где она получает необходимое направление. Поворот створок в положение прямой или обратной тяги осуществляется при помощи силовых пневматических цилиндров 3, соединенных тягами со створками. С целью предотвращения попадания выхлопных газов из нижней решетки во вход двигателя после их отражения от земли решетки реверсивного устройства развернуты на 15° (рис. 12.9) от вертикальной оси двигателя. Этой причиной обусловливается ограничение использования реверса при скорости пробега на посадке менее 110 км.<ч.
Управление двигателями Д-30 второй серии на самолете Ту-134А отличается от управления двигателями на самолете Ту-134 прежде всего введением узла останова двигателя и узла управления реверсом на насосе-регуляторе НР-ЗОАР. Это изменение привело к прокладке проводки управления от двигателей до пульта управления левого пилота (рис. 12.10) и введению рычага останова и рычагов управления реверсом. Таким образом, управление двигателями включило в себя две системы — управления остановом двигателей и управления реверсом и режимами работы двигателей. Управление запуском двигателей полностью автоматизировано и осуществляется со щитка запуска двигателей, установленного у левого пилота. Рычаги 4, 5 управления прямой тяги (РУД) установлены на левом и правом пультах пилотов, рычаги 8 управления обратной тягой (реверсом) — только на РУД левого пилота. Немного ниже РУД расположены и рычаги 7 управления остановом двигателей.
Система управления двигателями обеспечивает управление режимами прямой тяги с правого и левого пультов пилотов посредством пс-
344
Рис. 12.10. Управление двигателями:
/ — качалка; 2 — тяги; 3—пульт правого пилота; 4— рычаг управления правым двигателем; 5 — рычаг управления левым двигателем; 6, 12 — редукционные ролики; 7—рычаги управления остановом двигателей; 8— рычаги управления реверсом; 9 — пульт левого пилота; 10 — тандерные соединения тросов; 11— направляющие ролики; 13 — конечный ролик системы управления двигателем; 14 — конечный ролик системы управления остановом двигателя; 15 — поводок управления двигателем;
16 — рычаг останова двигателя иа насосе-регуляторе НР-ЗОАР
ремещенпя РУД, которые комбинированной проводкой связаны с рычагом дроссельного крана насоса-регулятора НР-ЗОАР.
Система управления остановом двигателей обеспечивает останов каждого в отдельности двигателя и состоит из двух рычагов, расположенных на пульте левого пилота. Рычаги имеют два положения «Запуск» и «Останов». В положении «Запуск» рычаг фиксируется защелкой. Рычаги сблокированы с системой стопорения управления самолетом (см. рис. 12.2), чем исключается запуск двигателей с застопоренными рулями. Проводка управления остановом также комбинированная и проложена отдельно от проводки управления двигателями.
Пульты левого и правого пилотов в связи с изменением системы управления двигателями соответственно изменены. На пульте левого пилота (рис. 12.11) в сравнении с пультом самолета Ту-134 дополнительно размещены рычаги 5 останова двигателей и рычаги 3 управления реверсом с защелками, а также фиксирующее устройство РУД на упоре малого газа при включении реверса. Пульт правого пилота изменений не имеет и только для предотвращения включения реверса вторым пилотом при переводе РУД на площадку малого газа убрана тросовая проводка с барабанов РУД. Дополнительно на правом пульте установлен концевой выключатель А812В блокировки включения интерцепторов на взлете.
Управление реверсом выполнено комбинированно с управлением двигателя и производится с помощью рычагов 5 реверса (рис. 12.12), которые шарнирно укреплены на РУД пульта левого пилота. Включение реверса возможно только тогда, когда РУД находится на упоре малого газа, после снятия рычага 5 с защелки и перемещения его на себя в верхнее положение. При этом движение рычага передается на тягу 2 и качалку 1 с роликом через трос и тяги на дроссельный кран насоса-регулятора НР-ЗОАР. Одновременно тяга 2, выходя из паза рычага, поворачивает стопор 3, который, войдя в прорезь 10 в стенке пульта, стопорит РУД в положении малого газа. При полном ходе рычага реверса рычаг дроссельного крана перемещается в пределах от площадки малого газа до упора максимального режима обратной тяги. При этом
345
Рис. 12.11. Пульт левого пилота:
1 — штурвал управления триммерами руля высоты; 2— рычаг тормозного механизма; 3 — рычаги управления реверсом тяги; 4 — рычаги управления двигателями (РУД); 5 — рычаги управления остановом дви гателей; 6 — рычаг стопорения рулей и элеронов
Рис. 12.12. Рычаг управления двигателями и реверсом:
1 — качалка с роликом; 2 — тяга; 3 — стопор; 4— рычаг тормозного устройства; 5—рычаги управления реверсом; 6 — рычаги управления двигателями;
7 — крючки защелки; 8 — фиксатор с пружиной; 9 —-сигнальные риски; 10 — прорезь; 11— ось барабана;
12 — стяжной болт
РУД на пульте правого пилота перемещается назад на угол 15°. При установке дроссельного крана НР-ЗОАР на площадку включения реверса происходит перекладка створок реверса на режим обратной тяги, увеличиваются обороты до п=70—72%, загораются лампы сигнализации. Лампа желтого цвета сигнализирует о срабатывании замка, а лампа зеленого цвета — об установке створок в положение «Обратная тяга». Лампы размещены на средней приборной доске пилотов (рис. 12.13). Дальнейшее перемещение поводка до упора максимальной обратной тяги ведет к нарастанию оборотов двигателя до п=91,5—94%. Это достигается работой дроссельного крана насоса-регулятора НР-ЗОАР, который обеспечивает увеличение расхода топлива. Конструктивно в реверсивном .устройстве предусмотрено ограничение режима работы двигателя до 0,3 номинала в случаях самопроизвольного ухода створок из режима «Обратная тяга» в режим «Прямая тяга», а также когда не происходит перекладка створок в положение «Прямая тяга».
Масляная система двигателя. Д-30 второй серии предназначена для смазки и охлаждения подшипников и других деталей двигателя. Масло-система самолета Ту-134А отличается от маслосистемы самолета Ту-134 только установкой системы сигнализации минимального давления масла. В комплект системы сигнализации входит датчик МСТВ-2,2, установленный на маслопроводе на входе в двигатель, и лампа в табло сигнализации, расположенная на щитке мотоприборов и ВСУ (см. рис. 12.17, поз. 2). При падении давления масла в масляной системе двигателя до 2,2 кГ]см2 загорается лампа 1 сигнализации о неисправности двигателя на средней приборной доске (см. рис. 12.13) и табло «Давление масла мало» на щитке мотоприборов и ВСУ. При этом необходимо следить за показаниями давления масла в маслосистеме двигателя по индикатору УИЗ-ЗТР. При падении давления масла ниже 2,2 кПсм2 двигатель необходимо остановить.
346
Рис. 12.13. Приборы контроля работы левого и правого двигателей на средней приборной доске пилотов:
1 лампы сигнализации неисправности двигателей; 2— трехстрелочные указатели УИЗ-ЗТР давления топлива, температуры и давления масла двигателей из комплекта ЭМИ-ЗРТИ; 3— указатели манометров топлива УИ1-1ТР двигателей из комплекта ДИМ-4Т; 4 — указатели расходомеров топлива двигателей из комплекта РТСВ-10-8; 5 — измерители температуры 11T-2T двигателей; 6 — сиг нальные лампы Реверс включен», 7 — сигнальные лампы <3амок реверса»; 8— сигнальные лампы ВНА-1СГ; 9 —указател! тахометра ИТЭ-2Т второго каскада. 10 — часы ЛЧС-1, 11, 12. 13- лампы сигнализации Маркер , 11 — место под установку футомера фирмы <Жежер» ; 15— сигнальное таб’о
Т-8У2 опасных режимов
Топливная система самолета Ту-134А аналогична топливной системе самолета Ту-134 и отличается от нее введением трубопровода питания топливом ВСУ от магистрали питания топливом левого двигателя и возможностью установки двух дополнительных мягких топливных баков. Эти баки могут устанавливаться в отсеках центроплана между осевой и промежуточной нервюрами. Полная заправка кессон-баков с двумя дополнительными баками составляет 18 000 л. В этом варианте устанавливается автоматическая система измерения и расхода топлива СЭТС-470Б.
Прокладка трубопровода питания топливом ВСУ вызвала необходимость установки перекрывного крана 610200А, обеспечивающего перекрытие подачи топлива к ВСУ. Перекрывной кран установлен в носке пилона гондолы левого двигателя.
Система централизованной заправки аналогична системе централизованной заправки самолета Ту-134 и имеет лишь незначительные отличия в части обеспечения сообщения магистрального трубопровода заправки с атмосферой при откачке топлива после окончаПйя заправки. Для этой цели к линии этого трубопровода подведена тонкая трубка с обратным клапаном. Установка трубки с обратным клапаном позволяет производить полную откачку из полостей трубопроводов и заправочной горловины, устраняя тем самым подтекание топлива из-под крышки горловины после заправки.
Системы автоматического расхода и измерения топлива СЭТС-470А, расходомер РТСВ-10-8, порядок расхода и очередность, система дренажа, агрегаты и приборы этих систем в сравнении с подобными системами самолета Ту-134 значительных отличий не имеют. В связи с установкой ВСУ и подводки к двигателю трубопровода питания топливом 347
12 3 9 3 15 6 7 8 9 ID 11
19 15 19
Рис. 12.14. Расположение элементов управления силовой установкой и ВСУ на верхнем электрощитке пилотов:
/ — выключатель пожарного крана; 2 — выключатель крана перекрестного питания; 3 — лампы сигнализации (зеленые) открытого положения пожарных кранов; 4— лампа сигнализации (красная) открытого положения крана перекрестного питания; 5,7 — кнопкн-лампы проверки противопожарной системы; 6,8 — лампы сигнализации (красные) о пожаре; 9 — переключатель рода перекачки топлива; 10 -- сигнальные лампы (желтые) очередности расхода топлива; // — выключатели ручного включения насосов ЭЦН-91; 12 — выключатель принудительного включения перекачивающих насосов ЭЦН-91 I н’ III очередей
расхода топлива; 13 — лампы сигнализации (зеленые) работы топливных насосов, 14 — выключатели блока автоматики; 15 — выключатели перекачивающих насосов ЭЦН-45; 16, /9—кнопки включения противопожарной системы; 17 — главный выключатель противопожарной системы; 18 — кнопка проверки работоспособности ламп пожарной сигнализации; 20 — кнопка останова ВСУ; 21 — лампы сигнализации работы ВСУ; 22—кнопка запуска ВСУ в воздухе; 23 — кнопки запуска в воздухе двигателей Д-30 второй серин; 24 — сигнальные пампы (красные) сверхдопустимых оборотов стартера СТВ-10; 25 — сигнальные лампы (зеленые) работы АПД-55
незначительно изменено расположение элементов управления на верхнем электрощитке пилотов (рис. 12.14). Перед запуском двигателя ВСУ должен быть включен подкачивающий насос ЭЦН-45 № 2 левого двигателя и главный выключатель на электрощитке контроля и запуска ВСУ, который подает питание электроэнергии на реле включения топливного перекрывного крана 61 0200А. Эти операции обеспечивают постоянный подвод топлива к топливорегулирующей аппаратуре двигателя ВСУ как перед началом его работы, так и в процессе работы на эксплуатационных режимах.
Так же, как и для двигателей самолета Ту-134, для двигателей Д-30 второй серии и ТА-8 применяется топливо — керосин марок Т-1 и ТС-1 (ГОСТ 10227—62), ТС-1 Г (МРТУ 12Н № 36-63), Т-7 (ГОСТ 12308—66).
Вспомогательная силовая установка. На самолете Ту-134А установлена вспомогательная силовая установка (ВСУ), которая является источником сжатого воздуха и электроэнергии постоянного тока, используемого системами самолета на стоянке. В случае отказа основных генераторов ГС-18ТО на двигателях в полете допускается запуск ВСУ (до /7=3 000 л) для подачи электроэнергии на бортовую сеть самолета. Кроме того, при необходимости в процессе взлета допускается отбор сжатого воздуха от ВСУ для нужд системы кондиционирования. На аэродромах от ВСУ могут одновременно отбираться сжатый воздух и электроэнергия в следующих вариантах:
сжатый воздух для запуска двигателей и электроэнергия до 10 кет на бортсеть;
Рис. 12.15. Размещение ВСУ и его агрегатов запуска:
/ — щиток запуска ВСУ в полете; 2—верхний электрощиток; 3 — левая панель АЗС; 4 — шпанго ут № 9; 5 — автоматическая панель запуска АПД-ЗОБ; 6 — панель ПС Г-6; 7 — шпангоут № 62, 8 — стартер-генератор ГС-12ТО; 9 — двигатель ВСУ; 10 — агрегат зажигания двигателя — СКНР-22-0.5А; 11 — аккумуляторная батарея 12САМ-55; 12 — щиток мотоприборов; 13 — щиток контроля и запуска ВСУ; 14 — щиток управления электроэнергией
349
сжатый воздух для кондиционирования и электроэнергия до 10 кет на бортсеть;
ВСУ размещена в хвостовой негерметической части фюзеляжа (рис. 12.15). Запуск и управление ВСУ — дистанционное, осуществляется с электрощитка 13 контроля и запуска ВСУ и щитка 12 мотоприборов и ВСУ, которые расположены за сиденьем левого пилота. Для запуска ВСУ в воздухе предусмотрен щиток 1 запуска ВСУ в воздухе, который размещен на верхнем электрощитке пилотов слева внизу.
Вспомогательная силовая установка включает в себя газотурбинный двигатель ВСУ и агрегаты систем, обеспечивающих его работу и крепление на борту самолета.
Двигатель ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный двигатель с системой отбора воздуха за компрессором. Двигатель имеет одноступенчатый центробежный компрессор, одноступенчатую центростремительную турбину, испарительную кольцевую противоточную камеру сгорания, редуктор с генератором постоянного тока ГС-12ТО, топливный насос-регулятор (агр. 914), маслонасос МН-4Б, регулятор воздуха РВ-8В, воздушно-масляный радиатор, вентилятор В-6А, агрегат зажигания СКНР-22-0.5А и другие навесные агрегаты, обеспечивающие нормальную работу двигателя.
Запуск двигателя ВСУ — автономный, автоматизированный осуществляется с помощью стартер-генератора ГС-12ТО, работающего в период запуска в стартерном режиме. Переход от стартерного режима к генераторному происходит автоматически. Питание электросистемы двигателя в период запуска осуществляется от наземного источника постоянного тока с напряжением 24—30 в или бортовой аккумуляторной батареи 12САМ-55. Автоматический запуск, ложный запуск, холодная прокрутка и аварийный останов во время запуска двигателя обеспечиваются панелью автоматического запуска АПД-ЗОБ, панелью стартер-генератора ПСГ-6, усилителем регулятора температуры УРТ-28АТ и тахосигнальной аппаратурой ТСА-6М как на земле, так и в аварийной ситуации в полете.
В электросхеме двигателя предусмотрен автоматический останов: при забросе температуры выходящих газов до /=720±35°С во время запуска и на режимах работы по сигналу усилителя регулятора температуры УРТ-28АТ;
при забросе оборотов турбокомпрессора двигателя выше 105% по команде от тахосигнальной аппаратуры ТСА-6М;
при падении давления масла в маслосистеме ниже 1,0 кПсмЗ (при оборотах выше н=95%) по сигналу сигнализатора давления масла МСТВ-1.
Обороты турбокомпрессора двигателя на всех эксплуатационных режимах автоматически поддерживаются постоянными топливным насосом-регулятором (агр. 914).
Основные технические данные двигателя ВСУ
Тнп...........................................
Вращение ротора...............................
Закон регулирования ..........................
Обороты холостого хода........................
Параметры отбираемого воздуха: без отбора электроэнергии постоянного тока при ///=15°С и /^=760 мм. рт. ст . . .
одновальный газотурбинный правое, если смотреть со
стороны сопла
n^ii3=const(40000 об/мин) 101+0.5 %
G—0,8±0,05 кГ/сек, /’* = 3,6+0,! кГ/см2, <отб=200+10°С
350
с отбором 10 кет электроэнергии постоянного тока при <//=15°С и рн—7&) мм рт. ст.
без отбора электроэнергии постоянного тока при tlf = +35°С и рн «=760 мм рт. ст. . .
с отбором 10 кет электроэнергии постоянного тока при tH = +35°С и ри — 760 мм рт. ст.
Отбираемая мощность постоянного тока...........
Время работы стартер-генератора на режиме за-
грузки .....................................
Двигатель запускается:
до tn. в = — 10°С.......... . . ...
ниже 6i.b = — 30°С . ..................
до высоты..................................
Время запуска двигателя........................
Емкость маслосистемы...................... ...
Расход масла........... ...
Давление » ...
Температура масла:
на входе в двигатель ...... ...
» выходе нз двигателя.....................
Емкость маслобака •............................
Максимально допустимое количество масла в баке Минимально допустимое количество масла в баке .
Производительность вентилятора при tn. в = + 15°С и р^ =760 мм рт. ст. ... •....................
Давление топлива на входе в насос-регулятор . . Температура на входе в насос-регулятор .... Расход топлива:
на холостом ходу ..........................
» режиме загрузки........................• .
Вес двигателя . . . . • . ........
Габаритные размеры:
длина........... ........................
ширина ....................................
высота.............................- . . . .
G=0,75±0,05 кГ!сек, р*=3,45±0,1 кПсм2, /отб=200±10<’С
G = 0,65±0,05 кГ]сек, />*=3,45+0,1 кПсм2, <отб=210±10°С
G=0,6±0,05 кГ!сек, р*=3,45±0,1 кГ/см2, <отб=210± 10°С
12 кет
не более 3 ч
без подогрева агр. 914
с подогревом масла
/7 = 4500 м
16—44 сек
7 л
ие более 0,5 л!ч
4,5+°,5 кГ/см2
+90°С
+12О+зо°С
6 л
5 л
2 л
0,8 кГ/сек
0,6—1,8 кПсм2
±60°С
90—105 кГ/ч
100—160 »
160 кГ
1306 ±2 мм
564+5 »
705+3 »
Топливная система двигателя ВСУ обеспечивает автоматическую подачу топлива в двигатель по заданному закону в процессе запуска, разгона и на эксплуатационных режимах, автоматическое поддержание постоянных физических оборотов двигателя на равновесных режимах работы. В топливную систему входят: топливный фильтр, топливный насос-регулятор (агр. 914), электромагнитный клапан МКВ-251 пускового топлива, два пусковых воспламенителя, пусковой топливный коллектор, четыре пусковые центробежные форсунки, электромагнитный клапан МКВ-251 основного топлива, основной топливный коллектор с насадками и испарительными трубками, соединительные трубопроводы и другие детали.
Маслосистема двигателя ВСУ — циркуляционного типа, обеспечивает подачу масла к механизмам и подшипникам двигателя для их смазки и охлаждения. Масло циркулирует по схеме: маслобак—двигатель—воздушно-масляный радиатор—маслобак. Основными агрегатами масляной системы являются масляный насос МН-4Б с центрифугой, воздушно-масляный радиатор, масляный бак и сигнализатор давления масла. Контроль за работой маслосистемы осуществляется по давлению масла на входе в двигатель сигнализатором давления масла МСТВ-1.
Система запуска и управления ВСУ обеспечивает контроль параметров двигателя и состоит из агрегатов, установленных на двигателе, и электроаппаратуры, конструктивно входящей в электро-351
оборудование самолета. В систему запуска входят: генератор постоянного тока ГС-12ТО, агрегат зажигания СКНР-22-0.5А с двумя свечами СПЭ-66, электромагнитные клапаны МКВ-251 (стоп-краны) пусковой и основной топливных систем, которые установлены на двигателе. В систему запуска также входят автоматическая панель запуска АПД-ЗОБ и панель стартер-генератора ПСГ-6, тахосигнальная аппаратура ТСА-6М и усилитель регулятора температуры УРТ-28АТ.
Генератор постоянного тока ГС-12ТО работает в стартерном и в генераторном режимах. В первом случае он обеспечивает раскрутку ротора трубокомпрессора двигателя ВСУ при запуске, во втором, после запуска, — питание бортсети самолета постоянным током. АПД-ЗОБ обеспечивает циклограмму запуска двигателя, холодной прокрутки, ложного запуска, контроль выхода на режим по предельным оборотам.
Панель стартер-генератора ПСГ-6 автоматически управляет генератором ГС-12ТО в стартерном режиме. Работа панели ПСГ-6 определяется командами от автоматической панели АПД-ЗОБ. Агрегат зажигания СКНР-22-0.5А обеспечивает подачу напряжения на две полупроводниковые свечи СПЭ-6, воспламеняющие топливо-воздушную смесь в воспламенителях камеры сгорания при запуске двигателя ВСУ.
Тахосигнальная аппаратура ТСА-6М предназначена для измерения числа оборотов ротора турбокомпрессора двигателя ВСУ и для выдачи сигналов в систему дистанционного управления двигателем четырех сигналов по оборотам п, равным 45, 70, 90 и 105% (сигнал на оборотах 45% не используется). При достижении оборотов турбокомпрессора п=70% или на 15-й сек после нажатия кнопки «Запуск» отключается система зажигания, выключается стоп-кран МКВ-251 пускового топлива и по истечении 32 сек генератор переходит на генераторный режим. Если двигатель не выходит на обороты и = 70% за время 32 сек, то происходит его автоматический останов. При достижении оборотов п=90% подготавливается цепь включения генератора на бортсеть самолета и цепь управления электромеханизма МПК-13ВТВ регулятора воздуха РВ-8В. При забросе оборотов выше п=105% двигатель автоматически останавливается.
В комплект аппаратуры ТСА-6М входят измеритель оборотов ИТА-6М и преобразователь ПТА-6М, установленный на правом борту самолета в районе шпангоута № 49. С аппаратурой ТСА-6М взаимодействует датчик оборотов ДТЭ-5Т, установленный на двигателе ВСУ.
Усилитель регулятора температуры УРТ-28АТ предназначен для регулирования температуры газов и останова двигателя при забросе температуры газов до сверхдопустимой величины — 720±35°С. Работает усилитель в комплекте с термопарами Т-101.
Кроме перечисленных агрегатов электрооборудования, в систему запуска, питания и контроля за работой ВСУ входят: датчик тахометра ДТЭ-5Т, две термопары Т-101, сигнализатор давления масла МСТВ-1, регулятор напряжения РН-
Рис. 12.16. Электрощиток контроля и запуска ВСУ; 1 — выключатель «Запуск — Холодная прокрутка»; 2 — главный выключатель питания запуска; 3 — лампа сигнализации (зеленая) «Готов к запуску»; 4— кнопка запуска ВСУ; 5 — переключатель управления механизмом РВ-8В отбора воздуха; 6 — кнопка останова ВСУ; 7—кнопка проверки ламп; 8 — лампа сигнализации (красная) неисправности ТСА-6М; 9 —лампа сигнализации (красная) останова ВСУ по недостаточному давлению масла; 10—> лампа сигнализации (красная) останова ВСУ по пре дельным оборотам; 11 — лампа сигнализации (красная) останова ВСУ по предельной температуре; 12— лампа сигнализации (зеленая) выхода ВСУ иа режим холостого хода
352
180М, дифференциально-минимальное реле ДМР-400 третьей серии, измеритель температуры выходящих газов ТСТ-2 и автомат защиты сети от перенапряжения АЗП-8М четвертой серии.
Для обеспечения контроля и управления ВСУ в кабине пилотов установлены щиток 13 контроля и запуска ВСУ, щиток 12 мотоприборов и ВСУ и щиток 1 запуска ВСУ в воздухе (см. рис. 12.15).
На щитке контроля и запуска ВСУ (рис. 12.16), щитке запуска ВСУ в воздухе (см. рис. 12.14) и щитке мотоприборов и ВСУ (рис. 12.17) установлена электроаппаратура управления и контроля (переключатели и сигнальные лампы), приборы измерения режимов работы ВСУ. Этот комплекс обеспечивает полный контроль, управление и индикацию параметров работающей силовой вспомогательной установки.
Двигатель ВСУ крепится на самолете (рис. 12.18) с помощью двух ферм 2, подкоса-демпфера 3, одного регулируемого подкоса 8, шарнирно закрепляемых на шпангоутах № 63 и 64. Фермы и подкос через демпферы 7, вмонтированные в их проушинах, соединяются болтами с цапфами двигателя. Каждый демпфер состоит из металлической и резиновой втулок, ограничительного кольца и других крепежных деталей. Шарнирное крепление и возможность регулировки подкосов 3 и 8 задней и боковых точек позволяют с достаточной точностью ориентировать двигатель относительно выхлопного устройства 4. Регулируемый подкос 8, воспринимающий боковые усилия, устанавливается между правой фермой и балкой фюзеляжа.
Рис. 12.17. Щиток мотоприборов и ВСУ:
3 — кнопка проверки исправности табло и сигнальных ламп; 2— табло Т-10У2 сигнализации отказов двигателя: «Вибрация велика», «Стружка в масле», «Давление масла мало», «Топливный фильтр засорен», «Левый (правый) двигатель»; 3 — кнопка контроля аппаратуры вибрации; 4 — из меритель оборотов ротора двигателя ВСУ; 5 — указатель давления воздуха в системе запуска двигателя Д-30; 6 — измеритель температуры выходящих газов из двигателя ВСУ: 7—выключатель аппаратуры вибрации двигателей; 8 — указатель тахометра (обороты первого каскада компрессора) двигателей; 9 — указатель вибрации левого двигателя; 10 — указатель вибрации правого двигателя; 11 — указатели температуры в системе противообледенителей воздухозаборников; /2—указатель температуры в системе противообледенителя крыла и киля
353
UJn.№SS
'Шп №64
Uln. №62
Рис. 12.18. Крепление двигателя ВСУ:
/— створка; 2 — ферма; 3 — регулируемый подкос-демпфер; 4 — выхлопное устройство; 5 — регулируемый стержень; 6 — двигатель ВСУ; 7 — демпферы; 8 — регулируемый подкос
Отбор воздуха для двигателя ВСУ осуществляется через технический отсек, размещенный между шпангоутами № 60 и 62 фюзеляжа, и воздухозаборное устройство противопожарной перегородки (шпангоут № 62), которое закрывается створкой 1. Управление створкой осуществляется при помощи электромеханизма МПК-13А-5. При возникновении пожара в техническом отсеке створка автоматически закрывается.
Для отвода отработавших газов за борт самолета к фланцу выхлопного сопла двигателя закреплено выхлопное устройство 4, состоящее из патрубка, телескопически установленного в выхлопную трубу. В месте их соединения образуется кольцевой зазор (ступень эжектора), который создает дополнительную вентиляцию отсека ВСУ и способствует снижению температуры стенок выхлопного устройства. Конструкция крепления выхлопного устройства обеспечивает широкий регулировочный диапазон перемещений выхлопной трубы и взаимозаменяемость всех его частей.
Крепится выхлопное устройство к двигателю ВСУ и шпангоуту № 65 с помощью стяжных быстросъемных хомутов и регулируемого стержня 5.
Для защиты отсека ВСУ от возможного выброса пламени через кольцевой зазор (эжектор) при запуске двигателя ВСУ на патрубке выхлопного устройства предусмотрен специальный кожух, состоящий из двух частей.
Нижняя часть кожуха служит приемниками топлива, масла и воды, которые сбрасываются в атмосферу через дренажный патрубок.
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА
Противопожарная система самолета Ту-134А принципиальных и конструктивных изменений по сравнению с противопожарной системой самолета Ту-134 не имеет. Установка на самолете Ту-134А ВСУ вызвала необходимость прокладки дополнительных трубопроводов и распылительных коллекторов в отсеке ВСУ, а также установки датчиков 354
ДПС-1АГ системы сигнализации ССП-2А. Трубопровод подвода огнегасящего состава (фреон 114В2) к ВСУ подсоединен к баллонам 0С-8МФ. Работа системы пожаротушения в отсеке ВСУ аналогична работе системы пожаротушения основных двигателей — I очередь срабатывает автоматически по сигналу системы ССП-2А, II и III очереди управляются вручную (см. рис. 12.14) нажатием кнопок «II очер.» и «III очер.». По сигналу системы ССП-2А о возникновении пожара в отсеке ВСУ автоматически закрывается створка воздухозаборного устройства ВСУ и выключается двигатель.
Для обеспечения подачи огнегасящего состава в полость кожуха вала и полость между кожухом вала и внутренним кожухом камеры сгорания двигателя Д-30 второй серии на самолете задействована система пожаротушения внутри двигателей. Система состоит из двух баллонов ОС-2ИЛ, разряжающихся в две очереди, блока электромагнитных кранов 781100, трубопроводов с распылительным коллектором, обратного клапана и системы сигнализации пожара — 2С7К- Система 2С7К включает в себя блок-реле 2С7К-БР и четыре термодатчика ДП-11. При возникновении пожара внутри двигателя срабатывает система сигнализации — загорается табло 15 (см. рис. 12.13) «Пожар двигателя» и кнопка лампы 5 (см. рис. 12.14).
На самолетах с дополнительными топливными баками предусматривается установка распылительных коллекторов в центроплане, связанных через блок-кран 781200 с баллонами ОС-8МФ. Подача фреона 114В2 в отсек центроплана производится при аварийном включении системы пожаротушения от ударных механизмов.
ВЫСОТНОЕ, БЫТОВОЕ И АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Высотное оборудование самолета Ту-134А по сравнению с высотным оборудованием самолета Ту-134 подверглось значительному изменению: установлена дублирующая система автоматического регулирования давления — САРД, система кондиционирования самолета обеспечивается сжатым воздухом от ВСУ. Последнее позволило решить проблему автономного обогрева и охлаждения пассажирской кабины в разные периоды года и тем самым исключить использование для этой цели аэродромных кондиционеров и обслуживающего их персонала.
Изменения в оборудовании потребовали замены некоторых агрегатов высотной системы и доукомплектования ее новыми.
В системе кондиционирования существенным является обеспечение на земле отбора сжатого воздуха от ВСУ в количестве G=2 880+180 кПч при абсолютном давлении р—3,6±1 кПсм2 и температуре ?н=+200+10°С (данные взяты при стандартных условиях атмосферы). Воздух отбирается от компрессора двигателя ВСУ (рис. 12.19) и далее через патрубок 11 отбора воздуха, регулятор РВ-8В (10) следует по воздухопроводу 6 в систему вентиляции и систему обогрева. В ответвлении трубопровода в систему вентиляции установлены обратные клапаны 509 и 510 (2 и 3, рис. 12.20): первый предотвращает обратный ток воздуха из системы в двигатель в случае остановки одного из них, второй препятствует доступу сжатого воздуха от ВСУ при открытой заслонке 2517 (4), если работает система кондиционирования от двигателей. Перекрывная заслонка 2517 управляется правым пилотом с помощью переключателя ППНГ-15К, установленного на щитке высотной системы.
Для обеспечения нормального запуска ВСУ в полете дополнительно к его основным агрегатам подведены воздухопроводы 7 (см. рис. 12.19). обеспечивающие подачу горячего воздуха. Управление подачей воздуха осуществляется автоматически с помощью термореле 4463ВТ-1 (14) и заслонки 1408 (5). Термореле срабатывает при понижении температуры 355
Рис. 12.19. Схема трубопроводов отбора сжатого воздуха от ВСУ в систему кондиционирования:
1 — обратный клапан 509; 2 — обратный клапан 510; 3 — перекрывная заслонка 2517; 4 — штуцер с обратным клапаном для подключения УВЗ; 5 — регулятор подачи воздуха (заслонка) 1408; 6,7 — воздухопроводы; 8—компенсатор РГТ-8Д2. 995. 017; 9 — тонкотрубиая проводка; 10 — регулятор воздуха РВ-8В; 11— патрубок отбора воздуха; 12— двигатель ВСУ; 13 — эжекторы; 14—термореле 4463ВТ-1
15 — трубопровод отбора воздуха из отсека ВСУ
1
воздуха, отсасываемого из отсека ВСУ ниже заданной величины, и выдает сигнал на открытие заслонки 1408. По мере повышения температуры воздуха в отсеке ВСУ снова срабатывает термореле и выдает сигнал на закрытие заслонки 1408. Отсасывание (эжекция) воздуха из отсека ВСУ через трубопровод 15 осуществляется в течение всего времени полета за счет перепада давлений на срезе трубопровода и в отсеке ВСУ.
Включение системы вентиляции на земле при отборе воздуха от ВСУ производится следующим образом. Убедившись в наличии давления от ВСУ, на щитке управления высотной системой необходимо нажать переключатели «Вентиляция ТХ» и «ВВР» в положение «Хол.» и выдержать 50 сек до полного закрытия обводных каналов заслонками 514, выдержать переключатели «Наддув кабины — лев. двиг. — прав.» в положении «Меньше» до загорания табло «Наддув выключен» на щитке мотоприборов и установить переключатель «Вентиляция на земле» в положение «От ВСУ». Контроль за температурой в коробе производится термометром ТУЭ-48. В этом случае сжатый воздух поступает от ВСУ по воздухопроводу 5 (см. рис. 12.20) через заслонку 2517 (4) и обратный клапан 510 (3) в магистраль от левого двигателя и далее в систему вентиляции. Дальнейший процесс работы и управления системы вентиляции обычный. В случае необходимости горячий воздух может подаваться в систему обогрева.
Для обеспечения запуска двигателей от УВЗ (установка воздушного запуска) на земле к трубопроводу 5 подсоединен патрубок со штуцером и обратным клапаном 14.
Система вентиляции и обогрева от двигателей на земле и в полете и
356
контроля за ней на самолете Ту-134А работает так же, как и на самолете Ту-134.
Система автоматического регулирования давления воздуха в герметической кабины самолета Ту-134А отличается от системы автоматического регулирования давления воздуха самолета Ту-134 наличием двух систем: основной и дублирующей.
Основная система регулирования давления (САРД) работает при нормальном режиме, поддерживая перепад давления 0,57 кГ!см2, ограничивает «максимальную высоту» в кабине 3 000 м и поддерживает эксплуатационную «высоту» в гермокабине на всех режимах полета. При выходе из строя основной САРД вручную включается дублирующая система регулирования давления с перепадом давления 0,58 кГ!см? (аварийный режим). Дублирующая система состоит из двух самостоятельных регуляторов давления 469Р. Регулирование давления основной системой осуществляется с помощью автоматического регулятора давления 2077 и выпускных клапанов 2176Г. Обе системы автоматического регулирования давления выполнены по пневматическому принципу. Заданные законы давления в гермокабине поддерживаются путем регулирования расхода воздуха через выпускные клапаны 2176Г и регуляторы 469Р.
Дублирующая система автоматического регулирования давления обеспечивает:
постоянное абсолютное давление на высотах до Н ~ 6 425 м, равное приблизительно 760 мм рт. ст.;
при полетах на высотах выше Ня 6 425 м избыточное давление в гермокабине, превышающее атмосферное на этих высотах па 0,58 мм рт. ст.;
Рис. 12.20- Принципиальная схема подачи сжатого воздуха в систему кондиционирования и на запуск двигателей от ВСУ и на обогрев ВСУ:
/ — воздушный стартер СТВ-10 запуска двигателя; 2— обратный клапан 509; 3 — обратный клапан 510- 4 — перекрывная заслонка 2517; 5 — воздухопровод; 6 — компенсатор РГТ-8Д2. 995. 017; 7 — эжектор; 8— электромеханизм МП-100М-2 выходного канала ВВР; 9— ВСУ; 10 — термореле 4463ВТ-1: 11— тонкотрубная проводка; 12— воздухопровод; 13 — регулятор подачи воздуха 1408, 14— штуцер с обратным клапаном для подключения УВЗ; 15 — переключатель ППГ 15 принудительного управления заслонкой 1408; 16— сигнальная лампа открытого положения заслонки 11-J8; 17 — переключатель ППНГ-15К управления заслонкой 2517; 18 — сигнальная лампа положения за-
слонки выходного канала ВВР
357
скорость изменения давления в гермокабине в пределах 0,15— 0,3 мм рт. ст./сек. При этом работают только регуляторы давления воздуха в кабинах 469Р, которые путем изменения количества воздуха, выпускаемого из кабины, поддерживают давление (регулировку) в гермокабине в зависимости от высоты полета согласно закону и заданную скорость изменения давления.
Включение дублирующей САРД и отключение основной выполняется вручную перестановкой трехходового крана 2077 в положение «Выключен» при отклонении давления в гермокабине от величины 0,57± ±0,02 кГ!см2 в сторону увеличения или уменьшения. В случае неисправности обеих систем — повышении избыточного давления в гермокабине до величины 0,63±0,02 кПсм2 — срабатывают ограничители абсолютного давления выпускных клапанов 2176Г. При произвольном открытии выпускных клапанов 2176Г срабатывают регуляторы абсолютного давления 13I4B, которые закрывают выпускные клапаны 2176Г при достижении абсолютного давления в гермокабине до величины 0,7—0,05 кГ]см2 (Н=3 000 м). Регулятор 1314В является пневматическим устройством, которое поддерживает минимальное абсолютное давление в гермокабине, равное давлению на высоте Я=3 000 м. Регуляторы установлены: два по правому борту под полом между шпангоутами № 12 и 13 и один на полу у шпангоута № 55 под регулятором 469Р № 2. При необходимости давление в гермокабине сбрасывается с помощью соленоидных клапанов 1160, которые открывают выпускные клапаны 2176Г. Управление клапаном 1160 производится со щитка кондиционирования. На самолете установлены два соленоидных клапана 1160: один под полом у шпангоута № 12, другой на полу под регулятором 469Р № 2 у шпангоута № 55.
В остальном система САРД выполняет те же функции, что и на самолете Ту-134, и не имеет изменений по параметрам и агрегатам. Эксплуатация и уход за агрегатами, рассмотренными выше, определяются регламентами и документацией, прикладываемой к самолету.
Системы автоматического регулирования температуры воздуха АРТ-56-1 и АРТ-56-2 самолета Ту-134А по конструкции и назначению не имеют каких-либо изменений от аналогичных систем, установленных на самолете Ту-134, и поэтому здесь не рассматриваются.
Системы управления температурой воздуха в гермокабине и ее контроля — электрические, а система замера расхода воздуха — пневматическая. По принципу действия и конструкции значительных отличий от аналогичных систем самолета Ту-134 не имеют. Высотное оборудование имеет следующие системы управления:
перекрывными заслонками системы кондиционирования воздуха — системы наддува (рис. 12.21);
вентиляцией на земле при работающих двигателях или ВСУ; распределителями 514 и регуляторами подачи воздуха 1408; работой воздушного обогрева остекления;
вентиляцией на малых высотах;
дополнительной вентиляцией кабины экипажа и отсека штурмана.
Как и на самолете Ту-134, на самолете Ту-134А предусмотрен замер расхода воздуха по системам обогрева и вентиляции, контролируется также температура воздуха, поступающего в короб вентиляции и панели обогрева, и температура воздуха в переднем и заднем салонах пассажирской кабины. Для визуального определения положения перекрыв-ных заслонок предусмотрен контроль по сигнальным лампочкам открытого и закрытого положений. Методика управления, порядок действий и проверка систем высотного оборудования в процессе эксплуатации в основном не отличаются от методики управления, порядка действий и проверки систем на самолете Ту-134 за исключением управления отбора воздуха от ВСУ в систему кондиционирования. Системы сигнализации падения давления и перенаддува герметической кабины, а также 358
Рис. 12.21. Щиток управления системой кондиционирования воздуха:
1 — лампа сигнализации (красная) открытия заслонки вентиляции иа малых высотах; 2 — переключатель П2НПГ-15К управления регулятором подачи воздуха 1408; 3 — выключатель ВГ-15К
питания автоматов; 4 — переключатель П2НПГ-15К управления распределителем воздуха 514 ТХ;
5 — переключатель П2НПГ-15К управления рас-предепнтелем воздуха 514 ВВР; 6 — переключатель П2НПГ-15К управления распределителем воздуха 514; 7 — переключатель П2НПГ-15К управ ления распределителем 514; 8 — лампа сигнализации (красная) положения заслонки выходного канала ВВР; 9— переключатель ППНГ-15К управления системой вентиляции иа земле от работающих двигателей или ВСУ; 10 — переключатель сброса давления в герметической кабине; 11 — переключатель ПНГ-15К управления перекрывной заслонкой 2517; 12 — переключатель ПНГ-15К
управления системой вентиляции на малых высотах
системы проверки их на земле выполнены так же, как и на самолете Ту-134.
На самолете Ту-134А, как и на самолете Ту-134, применены воздушно-тепловые и электротепловые противообледенительные средства, обеспечивающие надежную защиту самолета от обледенения. На самолете установлен сигнализатор обледенения РИО-3, который включает табло «Включи n/о» на приборной доске второго пилота. При загорании табло «Включи п/о» необходимо включить в работу все противообледе
нители.
На самолете Ту-134А задействована система противообледенения двигателей, которая срабатывает автоматически по сигналу датчика ДО-202М. От этого датчика, так же, как и от датчика РИО-3, срабатывает табло «Включи п/о». В систему сигнализации противообледенителей двигателей входят датчик ДО-202М, электромагнитный кран и сигнализатор давления СДУ2-0.15. Питание системы сигнализации и электромеханизма перекрывной заслонки осуществляется постоянным током
Системы противообледенения стабилизатора и обогрева стекол кабины экипажа самолета Ту-134А отличий от аналогичных систем самолета Ту-134 не имеют, поэтому здесь не рассматриваются.
Система сжатого воздуха самолета Ту-134А отличается от аналогичной системы самолета Ту-134 изменениями, связанными с изъятием системы управления тормозным парашютом. На самолете Ту-134А сжатый воздух подводится только к заслонкам заборных устройств обдува генераторов.
Бытовое оборудование самолета Ту-134А не имеет значительных изменений по сравнению с бытовым оборудованием самолета Ту-134. Для снижения уровня шума и вибрации от силовых установок в конструкцию пола, потолка, перегородок, стен и других агрегатов внутренней отделки салонов пассажирской кабины введены дополнительные звукоизоляционные слои, а крепление самих панелей к каркасу фюзеляжа выполнено на упругом основании.
359
В аварийно-спасательное оборудование самолета включены дополнительно спасательные канаты с узлами, установленными у аварийных люков и форточек фонаря пилотов. В случае вынужденной посадки на воду самолет сохраняет положительную плавучесть с надежным запасом, достаточную продольную и поперечную устойчивость. Пассажиры покидают при этом самолет через бортовые аварийные люки и входные двери, пользуясь спасательными канатами.
Авиационное оборудование самолета Ту-134А укомплектовано следующими приборами и агрегатами:
КВ-радпостанция внешней связи, которая обеспечивает дальнюю беспоисковую и бесподстроечную телефонную связь экипажа самолета с диспетчерскими пунктами аэропортов международных и внутрисоюзных линий гражданской авиации;
приемо-передающая УКВ-радиостанция, обеспечивающая беспопс-ковую и бесподстроечную телефонную связь экипажа самолета с диспетчерскими пунктами международных и внутрисоюзных линий гражданской авиации, а также с экипажами других самолетов на этих линиях. На самолете размещены две радиостанции, укрепленные на общей амортизационной раме;
навигационно-посадочная система, служащая для инструментального самолетовождения по радиомаякам международной системы ближней навигации VOR и выполнения захода на посадку по радиомаякам международной системы посадки ILS, и системы посадки СП-50М, применяемой в СССР. Система совместно с автопилотом используется для автоматического и полуавтоматического захода на посадку. Система состоит из двух полукомплектов и обеспечивает одновременную работу с радиомаяками VOR-LS, а также дублирование полета по радиомаякам VOR и автоматическое резервирование при заходе на посадку;
автоматический радиокомпас, предназначенный для инструментального самолетовождения по приводным и широковещательным радиостанциям на внутрисоюзных и международных линиях, а также для выполнения захода самолета на посадку по системам СП-50 и ОСП, применяемых в СССР. АРК может использоваться в качестве связного приемника в диапазонах средних и длинных волн;
самолетный дальномер, используемый для измерения расстояния между самолетом и радиомаяками-ответчиками международной системы ближней навигации DME;
радиовысотомер, выполняющий измерение истинной высоты полета самолета (от /7=0 м до /7=750 м), независимо от характера местности и метеорологических условий, а также для сигнализации опасных высот. Радиовысотомер работает в международном диапазоне частот. Радиовысотомер обеспечивает выдачу сигналов «опасной» высоты в системе СПУ-7 и на табло опасных режимов;
комплекс пилотажно-навигационного оборудования, позволяющий автоматизировать полет по всей траектории полета с высоты 200 м при наборе и до высоты 50—60 м при заходе на посадку. В комплекс входят системы БСУ-ЗП, КС, барометрические приборы и приборы различного назначения. Барометрические приборы включают в себя комбинированный указатель скорости КУС-730/1100, измеряющий приборную и истинную скорости полета в диапазоне высот от /7=0 до /7=15 000 м; высотомер ВД-20, определяющий барометрическую (относительную) высоту полета самолета в диапазоне от /7=0 до /7=20 000 м; вариометр ВАР-ЗОМ, определяющий вертикальную составляющую скорости набора или снижения высоты, самолета в диапазоне К=0—30 м]сек, и вариометр ВАР-75М, используемый в аварийном режиме; измеритель числа М—МС-1, определяющий текущие и предельное значения чисел М;
360
сигнализатор скоростного напора ССН-0,185, определяющий предельное значение скоростного напора (<7динмакс =1850 кГ!м2) и высотомер, выдающий относительную барометрическую высоту полета в виде визуальных показаний и подающий информацию в ответчик;
электрооборудование, позволяющее производить отбор электроэнергии от ВСУ для нужд потребителей как при стоянке самолета, так и в полете.
К приборам различного назначения относятся часы АЧС-1 и рент-геномер, измеряющий уровень радиации в месте нахождения самолета.
ПРИЛОЖЕНИЕ
ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР И ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА Ту-134 К ПОЛЕТУ
Предполетный осмотр н подготовка самолета бортмехаником. Перед выполнением предполетной подготовки бортмеханик обязан проверить на борту самолета.
1. Наличие свидетельства о регистрации и удостоверения о годности самолета к полетам.
2. Налично бортовой опломбированной аптечки, самолетных топориков, питьевой воды и имущества, предусмотренного для данного полета наставлением по проиэводст
ву полетов.
3. Соответствие произведенного технического обслуживания налету самолета и убедиться, что все дефекты, выявленные экипажем в предшествующем полете, устранены, после чего принять самолет от дежурного по стоянке.
Предварительные работы Перед осмотром бортмеханику необходимо
1. Проверить наличие противопожарных средств возле самолета, установлены ли
колодки под колеса основных ног шасси, заземлен ли самолет.
2. Убедиться, что с самолета сняты все чехлы и заглушки, кроме заглушек на входные каналы двигателей.
3. Проверить количество топлива в соответствии с заданием на полет, масла в маслобаках двигателей, жидкости АМГ-10 в баках гидросистем, зарядку воздушной и кислородной систем, а также переносных кислородных баллонов, давление в огнетушителях, заправку водой системы водоснабжения и заправку химжидкостыо сливного бака.
4. Убедиться по карте предполетной подготовки, что отстой топлива слит.
5. Летом при температуре воздуха в кабине выше +'25°С охладить кабины до температуры порядка +20°С так, чтобы перепад между температурой наружного воздуха и температурой в кабинах не превышал 10—12°С. Перед началом охлаждения кабин убедиться, что заслонка подачи холодного воздуха в кабину экипажа открыта, открыть в кабине экипажа двери и форточки.
6. При низкой температуре воздуха в кабинах подогреть кабины от наземного кондиционера до Г5—20°С.
7. В зимнее время года проверить качество очистки поверхности самолета от льда, снега; инея; окон кабин экипажа и пассажиров; входных устройств двигателей; узлов управления и подвески рулен, элеро-
нов, триммеров, закрылков, интерцепторов, посадочного щитка; наружных антенн; стекол фар, АНО, проблесковых маяков; приемников воздушного давления и термометров наружного воздуха.
Осмотр и проверка самолета. Осмотр самолета производится согласно маршруту (рнс. 12.22): передняя часть фюзеляжа, передняя нога шзсси и ее ниша, средняя часть фюзеляжа снизу, левая нога шасси, левая половина крыла снизу, левый борт фюзе ляжа, гондола левого двигателя, хво стовая часть фюзеляжа, хвостовое оперение, правая сторона самолета (осматривается аналогично левой) верх фюзеляжа и крыла.
При осмотре самолета по маршруту проверить: нет ли повреждений эбшивки (царапни, bm.ithh), целость и чистоту остекления кабин, стекол фар, осмотрового окна в полу пилотской кабины, стекол проблесковых маяков, защитных стекол бортовых АНО и антистатиков, антенн, ППД и приемников термометров наружного воздуха; нет ли засорения отверстий ППД и убедиться в отсутствии течи
362
жидкости АМГ-10, масла, топлива на шлангах, трубопроводах, баках, агрегатах и соединениях. Проверить усадку амортизаторов шасси и пневматиков колес, крепление и электропроводку концевых выключателей, датчиков автомата тормозов, осмотреть по крышки колес и убедиться, что они не смещены относительно барабанов. Убедиться в том, что замки подвески всех ног шасси открыты. Убедиться в надежном закрытии люков, замков капотов, створок контейнеров тормозного парашюта и его замка, а также в отсутствии посторонних предметов и загрязнений во внутренней части воздушного канала двигателя и в надежном закрытии горловин маслобаков.
При осмотре крыла сверху убедиться в надежном закрытии заливных горловин топливных баков, в отсутствии течи топлива по съемным панелям кессон-баков.
При осмотре пассажирской кабины, багажных помещений и туалетов убедиться, что они чисты, укомплектованы съемным бытовым оборудованием согласно бортовому перечню. Убедиться, что стекла окон чистые и целые, аварийные люкн закрыты, входные и багажные двери и уплотнительная резина на них не имеют повреждений, замки их исправны. Проверить, что корзины с переносными кислородными приборами находятся на своих местах и укомплектованы, а баллоны заряжены. Убедиться, что бортовые огнетушители находятся на своих местах и опломбированы, сливной край из бака для воды закрыт, на полу имеется необходимое количество ковров.
При осмотре кабины проверить и убедиться в том, что переключатель управлении шасси находится в нейтральном положении и законтрен, а ручка крана аварийного выпуска шасси находится в нижнем положении, опломбирована и законтрена. Убедиться в чистоте и целости остекления кабины, а также в том, что в кабине нет посторонних предметов. Проверить легкость хода и плотность прилегания боковых фор точек, исправность кресел, наличие кислородных масок и исправность кислородных приборов, надежность крепления приборных досок и целость приборов на них.
Перед включением источников электроэнергии необходимо убедиться, что все выключатели и переключатели на верхнем электрощптке, пультах правого и левого пилотов, на электрощитках штурмана и бортпроводника выключены, крышка коробки запуска закрыта, автоматы защиты на панелях АЗС включены. Перед включением аэродромного источника электроэнергии проверить напряжение аккумуляторов под нагрузкой 22 а.
Проверить по указателю топливомера СЭТС-470 количество заправленного топлива и установить стрелки расходомеров соответственно фактическому количеству топлива в баках, установив переключатель плотности на требуемое значение.
Проверить исправность противопожарной системы, легкость перемещения рычагов управления двигателями с пультов обоих пилотов и исправность защелок на РУД левого пилота.
При приеме самолета с ремонтного завода или после технического обслуживания в АТБ бортмеханик со вторым пилотом, находящимся в кабине, должен проверить нейтральность рулей, элеронов, триммеров, соответствие их отклонений перемещениям органов управления п переключателей.
При заключительных работах оформляется документация по техническому обслуживанию, принимается самолет от технической бригады и проверяется: надежно ли закреплено буксировочное водило к самолету и тягачу, сняты ли все заглушки и убрано ли аэродромное оборудование.
После посадки пассажиров и загрузки самолета проверяется надежность крепле ння грузов н закрытия дверей заднего багажника
После буксировки самолета на предварительный старт проверяется закрытие входной и служебной двери и люка заднего багажника, а также готовность к запуску двигателей. О готовности к запуску доложить командиру корабля
Проверка и подготовка самолета вторым пилотом
1. Занять рабочее место, подогнать сиденье и педали по своему росту и проверить исправность всех пилотажно-навигационных и других приборов, пультов управления радиостанциями.
2. Убедиться, что все выключатели в кабине выключены, крышка коробки запуска двигателей закрыта, после чего дать команду штурману включить бортовое электропитание.
3. Проверить освещение своего рабочего места, исправность кислородной маски, сигнализацию падения давления и перенаддува гермокабины, исправность сигнальных ламп табло опасных режимов при помощи кнопки «Контроль ламп».
4. Проверить соответствие показания шкалы барометрического давления высотомера барометрическому давлению на аэродроме. Допустимое расхождение — не более +2 мм рт. ст. (запрещается производить согласование шкал непосредственно перед полетом самолета).
5. Проверить связь по СПУ с членами экипажа и связь с командным пунктом аэродрома.
6. Проверить исправность электромехаиизмов триммеров кратковременным включением их, а затем вернуть триммеры в нейтральное положение; при необходимости произвести синхронизацию триммеров элеронов.
.363
7. По окончании проверки и подготовки доложить командиру корабля о готовности оборудования к полету,
Прн полетах без бортмеханика второй пилот, кроме указанного, выполняет весь осмотр и проверку в объеме предполетного осмотра, производимого бортмехаником.
Проверка самолета командиром корабля
1. Приняв доклады от членов экипажа о готовности самолета к полету, командир корабля должен лично произвести наружный осмотр самолета и кабины согласно маршруту предполетного осмотра.
2. Занять свое рабочее место, проверить исправность кресла, расстопорнть управление, подогнать сиденье и педали по росту, осмотреть все приборы и убедиться, что они исправны, убедиться в наличии графика поправок к указателю скорости и высотомеру.
3. Проверить легкость хода и плотность прилегания боковой форточки, плавность хода рычагов аварийного торможения и наличие давления в гидроаккумуляторе аварийного торможения.
4. Убедиться, что выключатели управления поворотом колес передней ноги и ИТ-2Т выключены, выключатель автомата тормозов включен, а колпачок законтрен.
5. Проверить соответствие показаний шкалы барометрического давления высотомера ВД-20 барометрическому давлению аэродрома взлета, наличие кислородной мае ки и зарядку кислородной системы.
6. Проверить количество топлива по указателю топливомера и соответствие стрелок расходомеров фактическому количеству топлива в баках.
7. Проверить исправность сигнализации автомата АУАСП нажатием кнопки и исправность обогрева приемника полного давления ППД-1В.
8. Включить ответчик, убедиться в его исправности по загоранию сигнальных ламп на пульте управления и установить необходимый код.
9. Проверить систему управления самолетом.
10. Проверить работу УКВ-радиостанции № 1, связавшись с КДП аэродрома взлета.
11. Проверить работу СПУ по связи с членами экипажа.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава 1. Общие данные и особенности аэродинамики самолета 3
Общие сведения о самолете .... 3
Основные данные самолета . . 8
Особенности аэродинамики самолета 13
Центровка самолета ... . 17
Основные ограничения . 18
Глава 2. Планер . . - 20
Общие сведения . .... 20
Фюзеляж . . . .... 20
Крыло ...... ... 47
Оперение . . ...... Техническое обслуживание планера 59 63
Глава 3. Шасси .... . . 66
Передняя нога шасси . 67
Главные ноги шасси . . . . . . 75
Сигнализация положения ног шасси 87
Глава 4. Управление самолетом . . 89
Управление рулем высоты . . . . 97
Управление элеронами .... 99
Управление рулем направления ... 102
Демпфер рыскания ... 109
Управление триммерами рулей 113
Управление механизмами стопорения рулен и элеронов . 119
Управление стабилизатором 121
Управление закрылками 123
Управление посадочным щитком ...... 126
Управление интерцепторами 127
Проверка управления самолетом 128
Г л а в а 5. Гидравлическое оборудование 130
Основная гидравлическая система 135
Система уборки и выпуска шасси Система управления поворотом колес передней ногн шасси 146 155
Система управления интерцепторами Система управления гидроусилителем .... 162 165
Система управления стеклоочистителями . . . 170
Автономная гидросистема . 1/1
Тормозная гидросистема ... 173
Система основного торможения колес шасси 180
Система аварийного торможения колес шасси .... 188
Предполетная подготовка гидравлического оборудования 191
Глава 6. Силовая установка 193
Гондола двигателя . . 194
Управление двигателями . ...... 200
Масляная система 206
Глава 7. Топливная система . 212
Агрегаты топливной системы . . ... 217
Дренажная система Система заправки самолета топливом под давлением (централи- 226
зованная заправка) ...... Система автоматического расхода и измерения топлива 227
СЭТС-470А Некоторые указания по технической эксплуатации агрегатов 234
топливной системы . .......
Заправка кессон-баков самолета топливом и слив топлива нз них Возможные неисправности топливной системы и методы их уст- 242
ранения 243
Глава 8. Запуск двигателей. Противопожарное оборудование самолета 246
Агрегаты системы запуска 247
365
249
Приборы контроля за работой двигателей.....................
Подготовка двигателей к запуску, запуск и опробование их Холодная прокрутка и ложный запуск двигателя . . . .
Эксплуатация двигателя на рулении и в полете . . . .
Особенности зимней эксплуатации двигателей . . . -
Противопожарное оборудование самолета
Г л а в а 9. Высотное оборудование Система кондиционирования воздуха ..............................
Система вентиляции гермокабины.............................
Агрегаты системы кондиционирования воздуха Система обогрева...........................................
Система автоматического регулирования давления (АРДУ воздуха в герметической кабине.............................
Сигнальные устройства .........................
Система автоматического регулирования температуры воздуха в кабине ..................................................
Эксплуатация системы кондиционирования воздуха Специальные устройства высотного оборудования Система кислородного питания . .................
Глава 10 Противообледенительная система и система сжатого воздуха Воздушно-тепловые противообледенительные устройства Электротермические противообледенительные устройства Проверка противообледенителей и их эксплуатация Система сжатого воздуха .... .
Глава 11. Бытовое оборудование Пассажирская кабина и кабина экипажа................................
Санитарно-техническое оборудование.........................
Аварийно-спасательное оборудование .
Глава 12. Самолет Ту-134А. Особенности и краткие сведения о его конструкции ..................................
Общие сведения ........................................
Основные данные самолета Ту-134А, которыми он отличается от самолета Ту-134.........................................
Особенности аэродинамики самолета..........................
Конструкция планера .......................................
Управление самолетом .........................
Шасси .... ...........................
Гидравлическая система ..............................
Силовая установка .........................................
Противопожарная система....................................
Высотное, бытовое и авиационное оборудование самолета
Приложение. Предполетный осмотр и подготовка самолета Ту-134 к полету .......................................................
"Владимир Антонович Бороденко, Леонид Владимирович Коломиец
САМОЛЕТ Ту-134
.КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
Редакторы Б. А. Медведев, Г. И. Калашник Технический редактор Т. М. Плешкова
Корректор А. П. Новикова
Сдано в набор 24/11 1972 г. Подписано в печать 9/XI 1972 г. Формат бумаги 70Х108716- Печ. л. 23. Усл. печ. л. 32.2. Уч.-изд л. 35,66. Тираж 7000 экз. Зак. № 3030. Цена 1 р. 32 к. Т15198. Изд. № 1к-1-2/17 № 4763.
Издательство «Транспорт , Москва, Басманный туп., 6а.
1г. Куйбышев, пр. Карла Маркса, 201. Изд-во «Волжская коммуна».