у.
^L
7
1 -™i~:£^	r ttj
?Я£
Ж
ГГ-ЧХ
д=£
H“',Y
&
Г 4
л'
хь<-
-5
' Т .-с-
«’S
r45".l
г
4
*£J*
? -1**,
> -
«SS'MWLf
.4
-4
*<*•3= J
&
i-<
T-'r-* '
4<
£ .
r- J- - ij J- .
r -*£
4
4+ *-!
J
JT 3*'
*&*
w JF
^3*
v
;y
л r>
V*
5fJf^
* ЛЛ.
4
J£b >
‘ V^£S.
" «*г
\=s
5
bS-*- -»ъ>*ч, -
'-’A
r *

a-
>5.?;
'^ii
гЧ
я-х
r. t
r>^;
^Угг-У1^'
sr
-r £ Z-‘
r<*v 
LrS*
’ff x '
РчЛ£ ,.*>	’l-^r
'^75
X,
* У
—
^r*c =?-^i ,2г ^£ y'
-Г’' T *	'^-\Г
L-*S4S.
-’Я C J'.-"
f^.	K#=4< 4*“
v/^^г/
5^» ь-®
T Jj:
“WkSjfr-u
4
’ * э
«fe/5



?> *

<Х«Ж *


T ' M n
'^*5

* ?
,1




2йл<»-а,'’->?	> 'чг '’t
•	"V* u b*"^-
л-'Ч'ЧЙ-. 4
/
- jE
F'

’*-=:. 4i

— d^.

A>V,
^5^Г'

SM?

> J. \*^£s
_5
fj_ >



e?
Л'Лрйг

- >

_ * «♦+

-p-K
Jr.'-

4
i Jr Ч??'
v V>*L
:« Z’ Л?

i.- 2гь
J
ил/




' да
„ •*' £<Sf
jS 2iT .

-<
4 z?
rT“^r^
x. .-< ‘S-.
:- -.4
?".	- >;* л

ЛА1?






к
i®r

fe-'^
«*£ >*
 b1 -LU-

/*
3^	-<r
*'?*'<_*•
Q'ijW’
rlv*5 *i
f-’-^' V-1
1 -.
&’* 'i<TV3 и
£ ^'Yb-<


-Й ЬЛ 5


4
^1'/!г’* *
rjSY^^ j>

<г.-^
•rJg^wJt5 V
а&ЯЛ


1Л.34$а"
* - A^-L
^*й^£Г
'x-^x ' JV4 ’*?-
Aa. j
’Ч-лт
^лЛ
Ac.



<
—Sut
A

v*' V’v.
<- j-p,#;
A£ * ' •
*^'X
fF >
*' r

Vr-

£ <-

"ЛЧк
-i^i* ff-j*’ -л


ъг*
J
,* 1

*.._3r*F
V
л
7



s*
!

J 2Sd*’

^ГГлЛ-Л-з
iv^;
fitr^. 4~-^ . Z.

4^4 >-




Г Л
f- ’is
>±^л


„ i " o-
J. мл*
V

s /


* JA>-


<-
>r

-* л


-v

Ю. Н. ТИТКОВ
УСТРОЙСТВО
И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
МОСКВА "ТРАНСПОРТ" 1993
УДК 629.735.33(47 + 57) Ан-28.01 /.08
Титков Ю. И. Самолет Ан-28: Устройство и эксплуатация. М.: Транспорт,
1993, 143 с.
• Описано устройство нового пассажирского самолета Ан-28, предназначенного
для местных воздушных линий. Приведены сведения о назначении систем, порядке
проведения их проверок и контроле за их работой в полете. Изложены правила
управления и даны рекомендации экипажу о действиях при возникновении неисправ-
ностей и отказов систем и оборудования самолета. Освещены вопросы оперативного
технического обслуживания самолета.
Для летного и инженерно-технического состава гражданской авиации, может
быть использована курсантами высших летных училищ.
Ил. 104, табл. 3.
Рецензент канд. техн, наук В. Г. Шахвердов
Заведующий редакцией Л. В. Васильева
Редактор И. С. Форстен
3206030000-001
Т ---------------129 >93
049(01)-93
ISBN 5-277-01390-3
© Ю. Н. Титков, 1993
Глава 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ И ЕГО ТЕХНИЧЕСКОМ ОБСЛУЖИВАНИИ
HI
1.1. Краткая характеристика
самолета
Самолет Ан-28 предназначен для
перевозки пассажиров, багажа, поч-
ты и грузов на местных воздушных
линиях. Хорошие взлетно-посадоч-
ные характеристики и низкое давле-
ние в пневматиках шасси позволя-
ют эксплуатировать самолет круглый
год на грунтовых аэродромах малых
размеров.
Самолет Ан-28 (рис. 1.1) пред-
ставляет собой цельнометаллический
подкосный моноплан с высокораспо-
ложенным крылом, двухкилевым опе-
рением и неубирающимся шасси
трехстоечной схемы.
Силовая установка самолета сос-
тоит из двух турбовинтовых двига-
телей ТВД-10Б с взлетной мощ-
ностью по 960 э. л. с. (705 кВт) каж-
дый с воздушными винтами АВ-24АН.
Самолет имеет системы, обеспечи-
вающие его эффективную эксплуа-
тацию: управления, гидравлическую,
топливную, масляную, противообле-
денительную, вентиляции и обогрева,
а также противопожарное, кислород-
ное, транспортное и необходимое бы-
товое оборудование. Самолет осна-
щен пилотажно-навигационным и ра-
диосвязным оборудованием, обеспе-
чивающим возможность выполнения
полетов днем и ночью, в простых
и сложных метеорологических усло-
виях. Шасси самолета состоит из
передней и двух основных опор. Пе-
редняя опора снабжена системой
принудительного разворота колеса.
На основных опорах установлены ко-
леса с дисковыми тормозами, снаб-
женными противоюзной (антиюзо-
вой) автоматикой.
Кабина экипажа, рассчитанная
на двух человек, расположена в но-
совой части фюзелажа и отделена
от пассажирской кабины перегород-
кой с дверью. Кабина (рис. 1.2)
оснащена приборной доской, состоя-
щей из левой, средней и правой
панелей, левым пультом, имеющим
вертикальную, горизонтальную и на-
клонную панели, центральным пуль-
том правым пультом, имеющим вер-
тикальную, горизонтальную и нак-
лонную панели, и верхним пультом.
На левой панели приборной доски
пилотов расположены пилотажно-
навигационные приборы, органы уп-
равления и контроля работы антию-
зовой автоматики; на средней панели
приборной доски пилотов — органы
контроля и индикации работы дви-
гателей, маслосистемы, топливной
системы и системы противопожарной
защиты; на правой панели при-
борной доски пилотов пилотажно-
навигационные приборы, органы уп-
равления и контроля работы системы
вентиляции и обогрева, приборы кон-
троля электросети.
На вертикальной панели левого
пульта смонтированы органы провер-
ки исправности силовой установки,
пульт управления изделия СРО-2,
органы управления и контроля ра-
боты электрообогрева приемников
воздушного давления, контроля сис-
темы противопожарной защиты, пе-
реключатели СТАТИКА и ДИНА-
МИКА с положениями ОСИ и РЕ-
ЗЕРВ. На горизонтальной панели
левого пульта расположены органы
включения и регулирования осве-
щения в пассажирской кабине и ка-
бине экипажа, пульт управления
бортового устройства регистрации
БУР-1-2А, выключатели табло ВЫ-
ХОД и ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ. На
передней наклонной панели левого
пульта расположены органы контро-
з
22063
13100
ля вибрации двигателей, переключа-
тели ИНТЕРЦЕПТОРЫ и органы уп-
равления и контроля работы гидро-
системы.
На вертикальной панели правого
пульта размещены органы включе-
ния и контроля электроцепей, авто-
маты защиты сетей. На горизон-
тальной панели правого пульта раз-
мещены органы управления системой
вентиляции и обогрева, коррекцион-
ный механизм курсовой системы. На
передней наклонной панели правого
пульта расположены органы управ-
ления и контроля противообледени-
тельной системы.
На центральном пульте располо-
жены органы управления двигателя-
ми, интерцепторами, закрылками,
триммерами рулей направления и
элеронов, сигнализация нейтрально-
го положения триммеров.
На верхнем пульте размещены
органы управления стеклоочистите-
лями, выключатели приборного
оборудования систем, панель запуска
двигателей, блок светосигнальных
табло ТС-3 с желтыми светофильт-
рами, пульты управления автомати-
ческих радиокомпасов АРК-15М № 1
и 2, пульт управления самолетного
ответчика СО-69, магнитный компас
КИ-13К.
Централизованные сбор, отра-
ботка и выдача информации о сос-
тоянии самолетных систем и агрега-
тов на борту воздушного судна осу-
ществляются системой автоматичес-
кой сигнализации САС-4.
По степени важности сигна-
Рис. 1.2. Общий вид кабины экипажа:
1 — горизонтальная панель левого пульта; 2—вертикальная панель левого пульта; 3—левая панель
приборной доски; 4—верхний пульт; 5—средняя панель приборной доски; 6—правая панель прибор-
ной доски; 7—вертикальная панель правого пульта; 8—горизонтальная панель правого пульта; 9—на-
клонная панель правого пульта; 10—центральный пульт; 11—наклонная панель левого пульта
лы в САС-4 разделены на три груп-
пы:
аварийные, при которых мигают
красные табло, а в телефонах пило-
тов прослушивается прерывистый
звуковой сигнал; _
предупреждающие, при которых
горят желтые табло и мигает цент-
ральный сигнальный огонь (ЦСО);
уведомляющие, при которых го-
рят зеленые табло.
Система обеспечивает возмож-
ность переключения красных табло
из режима мигания в режим по-
стоянного горения и отключения
звукового сигнала, а также возмож-
ность отключения центрального сиг-
нального огня.
- ' В пассажирской кабине самолета
установлены одинарные и двойные
кресла для 17 пассажиров. При
использовании самолета для перевоз-
ки грузов кресла могут быть сложе-
ны и закреплены на бортах кабины.
В хвостовой нижней части фюзеляжа
имеется входной люк, две продоль- .
ные створки открываются наружу.
При опускании левой створки люка
выпускается входная лестница.
1.2. Летно-технические данные
Геометрические
Длина самолета, м . . . .
Высота пустого самолета, м . .
Размах крыла, м............
Стояночный угол самолета при
массе 6500 кг (центровка
25—33 % САХ), ° . . .
База шасси, м..............
Колеса шасси, м .	...
Клиренс на стоянке при массе
6500 кг, м.................
13,1
4,9
22,06
— 1,5...—0,5
4,4
3,4
0,55
5
Минимальное расстояние от кон-
ца лопасти винта до земли
на стоянке, м............1Д)
Высота порога пола, м . . 1,1
Фюзеляж
Размеры пассажирской кабины,
м:
длина..............  .	. 5,26
максимальная ширина . . 1,74
высота....................1 ,*6
Размеры входного (грузового)
люка, м:
длина....................2,4
ширина ио порогу . . . . 1,4
ширина по задней кромке . 1,0
Размеры аварийных люков в пассажирской
кабине (в свету), м:
высота.............................. 0,9
ширина.............................  0,6
Крыло
Площадь, м2................39,72
Средняя а эр один ам ическая
хорда, м.................1,886
Удлинение..................12,2
Сужение....................2
Угол стреловидности консоли по
передней кромке, °	.	. 4
» установки, °	.	... 4
» поперечного V, ° ... 2
» отклонения элеронов (за-
висание 0°), °:
вверх....................22 1
вниз.....................16 ± 1
Угол отклонения триммера эле-
рона, °	.	...... 14±1
Угол отклонения закрылков, °:-
взлетное положение . . . 15
посадочное.................40
Угол отклонения интерцепто-
ров, °:
концевых...................60
корневых.................45
Горизонтальное оперение
Размах, м....................5,14
Угол установки стабилизато-
ра, °......................2
Угол отклонения руля высоты, °
вверх......................  30+1
вниз .	................15+1
Угол отклонения триммеров руля
высоты, °....................20+1
Вертикальное оперение
Угол установки килей (от оси
самолета влево), °
Угол отклонения рулей направ-
ления, °:
во внешнюю сторону . .
» внутреннюю »
Угол отклонения триммеров ру-
лей направления, ° . . . .
Шасси
Размер колес основных опор,
мм........................... 720	X 320
Размер колеса передней опоры,
мм ...................-595 X 185
Массовые и центровочные -данные
Масса пустого самолета, кг . 3810
» снаряженного самолета,
кг....................... 3980
Центровка пустого самолета, %
САХ..........................22
Основные летные данные
Скорость отрыва, км/ч . . . 130
Длина разбега, м .	. . . 265
Диапазон крейсерских скоро-
стей, км/ч................. 270...350
Практическая дальность поле-
та с коммерческой нагрузкой
1750 кг, км.................630
Скорость захода на посадку,
км/ч........................140
Посадочная скорость, км/ч . .135
Длина пробега, м ... 220
Максимальная высота полета, м:
для самолетов без кислород-
ного оборудования .	. . 3000
То же с кислородным обору-
дованием .................. 4200
1.3. Основные
эксплуатационные ограничения
По метеорологическим условиям
Диапазон температур наружного
воздуха у земли, °C . . . —50...4-40
Максимально допустимая тем-
пература наружного воздуха
при полетах в условиях обле-
денения, °C................—20
Максимально допустимая сос-
ставляющая ветра для взлета
и посадки, м/с:
встречного..................20
попутного ............... 4
бокового.................ГО
По массе и центровкам
Максимальная рулежная мас-
са, кг ................ 6530
Максимальная взлетная масса,
кг.............. ’	. . . 6500
Максимальная посадочная мас-
са, кг ................ 6500
Максимальная масса заправля-
емого топлива (при р = 0,775
г/см3), кг..............1520
Максимальная коммерческая
нагрузка, кг..........  1750
Максимальная масса багажа
в багажнике, кг ... . 200
6
Максимальная удельная на-
грузка на пол грузовой каби-
ны, кгс/м2 (кН/м2):
между шпангоутами № 14—
15 ......................... 600	(5,9)
между шпангоутами № 11 —
14 и 15—21 ............. 550 (5,4)
Максимальное число пассажи-
ров, чел;.................17
Д иа п азон эксплуатационных
центровок, % САХ;
предельно-передняя ...	22
предельно-задняя .... 33
Центровка, при которой на зем -
ле возможно опрокидывание
самолета на хвост, % САХ . 50
По перегрузкам
Ма кс им ал ьн ые эксплуатацион -
ные перегрузки:
в полетной конфигурации . 3
во взлетной и посадочной кон-
фигурациях ...............2
М иним а л ьные экспл у ат а ц ион -
ные перегрузки:
в полетной конфигурации . —1
во взлетной и посадочной
конфигурациях.............0
По скорости полета
Ма кс и м ал ьн ая эксп лу ат а цион -
ная скорость на высотах
от 0 до 4200 м, км/ч . . . 350
Расчетная предельная скорость,
км/ч........................405
Максимально допустимые ско-
рости полета, км/ч:
при взлетной конфигурации
(б3=15°)....................200
при посадочной конфигура-
ции (63 = 40°).............185
при посадочной конфигура-
ции с одним отказавшим
двигателем (63 = 25°)	.	. 195
при отклоненных интерцеп-
торах ....................190
По состоянию ВПП
Максимальная высота аэродро-
ма над уровнем моря, м . . 2600
ВПП с искусственным покры-
тием:
коэффициент сцепления
не менее.................0,3
толщина слоя воды, мокрого
снега, мм................до 12
толщина слоя сухого снега,
мм.......................до 50
Грунтовые ВПП:
эксплуатационная прочность
грунта, кгс/см2 (кПа):
для самолета массой до 6000
кг.......................	3,5 ( 350)
для самолета массой свыше
6000 кг.................. 5 (500)
1.4. Ресурсы и техническое:
обслуживание самолета
Самолету Ан-28 установлен на-
чальный ресурс 5000 летных часов
или 5000 посадок, календарный об-
щий срок службы 7 лет. Ресурс
самолета до первого ремонта состав-
ляет 3000 летных часов или 3000
посадок. Календарный срок службы
до первого ремонта 4 года эксплуа-
тации. По мере накопления опыта
эксплуатации и ремонта, а также пос-
ле внедрения возможных модифи-
каций систем, узлов и агрегатов
самолета ресурсы и сроки службы
могут быть изменены.
Техническое обслуживание само-
лета производится с целью обес-
печения высокого уровня надежности
и работоспособности всех его систем
и предусматривает систематический
контроль и оценку их технического .
состояния. Техническое обслужива-
ние самолета включает в себя рабо-
ты, предусмотренные Регламентом
технического обслуживания самоле-
та Ан-28, и дополнительные работы,
связанные с устранением выявлен-
ных неисправностей, выполнением
разовых проверок, доработок по бюл-
летеням завода-изготовителя, указа-
ниям МГА и т. п.
Регламент является основным до-
кументом, определяющим перечень
работ и периодичность выполнения
их на самолете. Регламент техни-
ческого обслуживания самолета Ан-
28 предусматривает выполнение опе-
ративного и периодического видов
технического обслуживания, сезон-
ное техническое обслуживание, тех-
ническое обслуживание самолета при
хранении и специальное техническое
обслуживание.
Оперативное техническое обслу-
живание включает следующие фор-
мы: А, Б, В, Г, Д, Е, Ж.
Форма А содержит работы по
встрече самолета и выполняется
после каждой посадки.
Формы Б, В, Г включают рабо-
ты по обслуживанию и осмотру са-
молета.
7
Работы по форме Б выполняются
после каждой посадки самолета, если
не требуется выполнения более слож-
ной формы технического обслужива-
ния. При выполнении учебно-трени-
ровочных полетов, когда продолжи-
тельность каждого полета менее 15
мин, разрешается выполнять работы
по форме Б после трех последова-
тельных полетов.
Работы по форме В выполняются
в конце летного дня в базовом
аэропорту или аэропорту конечной
посадки при налете самолета не более
8 ч, если не требуется выполнения
более сложной формы технического
обслуживания.
Работы по форме Г выполняются
в базовом аэропорту один раз в
(10 + 1) сут регулярной эксплуата-
ции самолета (при выполнении хотя
бы одного полета в сутки), если по
налету часов не требуется выполнять
очередное периодическое техническое
обслуживание.
Указанный срок может быть уве-
личен на количество нелетных суток,
но не должен превышать 15 кален-
дарных суток.
Формы Д и Е включают работы
по обеспечению вылетов.
Работы по форме Д выполняются
непосредственно перед каждым вы-
летом самолета, кроме первого, если
стоянка самолета не превышает 2 ч,
независимо от выполненной формы
технического обслуживания.
Работы по форме Е выполняются
непосредственно перед первым выле-
том самолета в начале летного дня,
после выполнения периодического
технического обслуживния, а также
после стоянки самолета свыше 2 ч.
Форма Ж включает работы по
обеспечению стоянки и выполняется
в случае передачи самолета на авиа-
ционно-техническую базу на хране-
ние, если продолжительность стоянки
до очередного вылета превышает 2 ч.
Периодическое техническое обс-
луживание назначается по наработке
планера в часах налета, посадкам
или по календарному времени эксп-
луатации самолета и состоит из ба-
зовых форм технического обслужи-
вания: Ф1, Ф2, ФЗ.
Фома 1 выполняется через каж-
дые (200 4=20) ч налета или (400 +
Рис. 1.3. Маршрут предполетного осмотра самолета экипажем:
1—левая хвостовая часть фюзеляжа; 2—хвостовое оперение; 3—правая хвостовая часть фюзеляжа; 4—
правая опора шасси; 5—правое полукрыло; 6—воздушный винт и гондола правого двигателя; 7—носо-
вая часть центроплана крыла и правая носовая часть фюзеляжа; 8—остекление фонаря кабины, носовой
обтекатель, передняя опора шасси; 9—левая носовая часть фюзеляжа и носовая часть центроплана крыла;
10—воздушный винт и гондола левого двигателя; 11—левое полукрыло; 12—левая опора шасси;
/<?—багажный отсек; 14—пассажирская кабина; 15—кабина экипажа
8
±80) посадок, но не реже одного ра-
за в (4±1) мес эксплуатации.
Форма 2 выполняется через каж-
дые (600 ±20) ч налета или (1200±
±80) посадок, но не реже однбго
раза в (12±1) мес эксплуатации.
Форма 3 выполняется через каж-
дые (1200 ±20) ч налета или (2400 ±
±80) посадок, но не реже одного
раза в (24 ±1) мес эксплуатации.
Сезонное техническое обслужива-
ние выполняется при подготовке
самолета соответственно к осенне-
зимней и весенне-летней эксплуата-
ции.
Техническое обслуживание при
хранении выполняется в следующие
сроки:
до одного месяца — от 15 до
(30±5) сут;
до трех месяцев — от 36 до
(90 ±5) сут.
Специальное техническое обслу-
живание выполняется в случаях:
полета самолета с превышением
эксплуатационных перегрузок;
полета самолета в районе интен-
сивной турбулентности атмосферы;
попадания самолета в град,
пыльную или снежную бурю;
воздействия на самолет атмо-
сферного электрического разряда;
столкновения самолета с птица-
ми;
прерванного взлета или грубой
посадки.
Независимо от выполненного тех-
нического обслуживания экипаж
должен перед выполнением полета
произвести предполетный осмотр
самолета по определенному маршру-
ту (рис. 1.3) и проверку систем.
Объем осмотра и порядок проверки
систем изложены в Руководстве по
летной эксплуатации самолета Ан-28
и соответствующих главах настоя-
щей книги. После выполнения пред-
полетного осмотра и проверки систем
командир экипажа расписывается в
карте-наряде за приемку исправного
воздушного судна. В аэропортах, где
отсутствует технический состав, до-
Рис.. 1.4. Схема расположения точек обслуживания:
/—слив масла из маслорадиатора; 2—заправка маслом; 3—слив масла из маслобака; 4—зарядка
гидроаккумулятора азотом; 5—слив масла из маслорадиатора; 6—вилка штепсельного разъема
ШРАП-400-ЗФ; 7—вилка штепсельного разъема ШРАП-500; 8—розетка для подключения кабеля
аэродромного СГУ; 9—слив конденсата I очереди; 10, 11—слив конденсата II очереди; 12, 18—заливные
горловины II очереди; 13, 17—слив конденсата из топливного фильтра; 14—слив топлива из двигателя;
15—заливные горловины I очереди; 16—слив топлива из двигателя; 19, 21—консервация топливной
системы двигателя; 20—заправка гидробака
9
Наименование
Заправка топливом
масла
Наименование
Таблица 1
Обозна-
чен не
»	маслом

» рабочей жидкости
•»	рабочей жидкостью
гидравлической системы
Заправка противообледенитель-
ной жидкостью
Осмотр топливного фильтра
Консервация
Заправка противопожарной
системы
Подсоединение буксировочных
средств
Заземление
Подсоединение источников пи-
тания
Подсоединение переговорного
средства
Проверка топливной системы
» масляной системы
» гидравлической систе-
мы
Слив конденсата
топлива
» масляного фильтра
Осмотр и контроль противообле-
денительной системы
Осмотр узлов конструкций пла-
нера
Контроль статического давления
Контроль радиоэлектронной ап-
паратуры
Осмотр аккумуляторных батарей
Реперные точки
Место для гидроподъемника и
домкрата
Место подсоединения швартовки
Такелажный узел
Место установки подставки, опо-
 ры, козелка и т. п.
10
пущенный к обслуживанию данного
типа воздушного судна, осмотр и под-
готовка самолета производятся эки-
пажем с последующей записью ре-
зультатов осмотра в бортовой жур-
нал .
С целью удобства обслуживания
самолета на наружной поверхности
планера в местах технического об-
служивания и соответствующих люч-
ков красками нанесены условные
обозначения выполняемых работ,
приведенные в табл. 1. На рис. 1.4
приведено расположение наиболее
характерных точек оперативного тех-
нического обслуживания самолета.
Глава 2
ПЛАНЕР САМОЛЕТА
2Л. Фюзеляж
Планер самолета состоит из фю-
зеляжа^ крыла и оперения. Фюзеляж
самолета (рис. 2.1) представляет
собой цельнометаллический пол у мо-
но кок с продольным силовым набо-
ром из стрингеров и балок, с попе-
речным набором, состоящим из 31
шпангоута, и работающей обшивки.
Шпангоуты № I, 9, 13, 15, 21, 29,
31 являются силовыми, шпангоуты
№ 4, 6, 7, 14 — усиленными, а осталь-
ные— нормальными.
Технологические разъемы по
шпангоутам № 9 и 21 условно делят
фюзеляж на три части — носовую,
среднюю и хвостовую. К носовой
части фюзеляжа крепится носовой
обтекатель /, а к хвостовой части —
хвостовой обтекатель И.
В фюзеляже размещены кабина
экипажа и пассажирская кабина.
Кабина экипажа расположена между
шпангоутами № 1—9 и отделена от
остальной части фюзеляжа перего-
родкой, которой служит стенка 4
шпангоута №9. В перегородке имеет-
ся дверь, открывающаяся в сторону
пассажирской кабины. По шпангоуту
№ 19 установлена еще одна пере-
городка, ограничивающая пассажир-
скую кабину сзади. В обоих бортах
фюзеляжа выполнены проемы под
окна 5 и аварийные люки 8. Под
потолком пассажирской кабины меж-
ду шпангоутами № 11 и 25 установ-
лены два монорельса 9 для бортового
погрузочного устройства. На обоих
бортах фюзеляжа установлены про-
дольные балки 6 для крепления
пассажирских кресел. В верхней час-
ти фюзеляжа, между шпангоутами
№ 12—16 имеется вырез под центро-
план крыла. На шпангоутах № 13 и
15 установлены кронштейны 7 для
стыковки крыла с фюзеляжем. Ниж-
ние части шпангоутов совместно с
продольными силовыми балками об-
разуют каркас пола.
Консольные нижние части шпан-
гоутов № 14 и 15, выступающие
за обводы фюзеляжа, совместно с
силовым набором образуют консоли
шасси 14, на которых установлены
кронштейны 15 для крепления основ-
ных опор шасси. Консоли шасси
закрыты съемными обтекателями. На
шпангоуте № 1 установлены крон-
штейны 2 для крепления передней
опоры шасси.
Между шпангоутами №21—27
расположен входной люк, створки 13
которого открываются наружу. Окан-
товкой люка служит нижняя часть
шпангоута №21, две продольные
балки и нижняя часть шпангоута
№ 27. На шпангоутах № 29 и 31 уста-
новлены кронштейны 10 для крепле-
ния стабилизатора. В нижней части
фюзеляжа по шпангоуту № 29 за-
креплен задний швартовочный узел
самолета.
Продольный и поперечный сило-
вые наборы фюзеляжа в основном
выполнены из дюралюминия Д16Т и
имеют различные по форме сечения.
Обшивка фюзеляжа, прикреплен-
ная к продольному и поперечному
силовым наборам, обеспечивает соот-
10
17 16
20
носовой обтекатель; 2 — кронштейны крепления передней опоры шасси;
штейны стыковки крыла с фюзеляжем; 8 — аварийный люк; 9 — монорельс;
шпангоут № 29; 13 — сТворки; 14 — консоль шасси; 15 — кронштейн крепления
Рис. 2.1. Фюзеляж:
3 — фонарь; 4 — стенка шпангоута № 9; 5—проем подокно; 6—балка; 7—крон-
70—кронштейны крепления стабилизатора; 11—хвостовой обтекатель; 12—
основной опоры шасси; 16— нижняя часть шпангоута № 15; 17— пол пасса-
жирской кабины; 18 — пол кабины экипажа; 19, 20 — крышки
ветствующую аэродинамическую
форму самолету и воспринимает
нагрузки, действующие на фюзеляж
в процессе эксплуатации. Централь-
ная боковая обшивка между шпан-
гоутами № 13—15 выполнена из
химически фрезерованного дюралю-
миниевого листа толщиной 1,2 мм.
Остальная обшивка выполнена в ви-
де отдельных панелей из дюралю-
миниевых листов толщиной 0,6 и
0,8 мм. Обшивка соединена со шпан-
гоутами заклепками, со стрингерами
точечной электросваркой и клеем.
В местах различных вырезов листо-
вая обшивка фюзеляжа усиливается
окантовками и накладками, которые
изготавливаются также из дюралю-
миниевого листа и крепятся заклеп-
ками. С целью защиты бортов фюзе-
ляжа в плоскости вращения винтов
двигателя (шпангоут № 9) от меха-
нических повреждений установлены
защитные ленты, состоящие из 13
слоев ткани и герметика.
Для защиты от проникновения
влаги внутрь самолета осуществлена
герметизация фюзеляжа. Схема гер-
метизации внутришовная осуществ-
ляется уплотнительной лентой по
всем продольным и поперечным сты-
ковым швам фюзеляжа, по стыкам
зализов стабилизатора и другим сты-
кам. Герметизация входного люка,
аварийных люков и носового обтека-
теля осуществляется резиновыми
профилями.
Для предупреждения образова-
ния застойных зон и предотвраще-
ния коррозии на нижней обшивке
фюзеляжа между шпангоутами
№9—10, 15—16, на нижней панели
консолей шасси между шпангоутами
№ 14—15 и на нижней части задних
зализов консолей шасси за шпангоу-
том № 15 выполнены дренажные от-
верстия.
Для придания планеру необходи-
мой аэродинамической формы в мес-
тах сочленения элементов планера,
защиты выступающих частей и пре-
дохранения агрегатов на самолете в
необходимых местах установлены об-
текатели и зализы (рис. 2.2).
Рис. 2.2. Обтекатели и зализы:
1—носовой обтекатель; 2, 3—зализы центроплана
с фюзеляжем; 4—зализ стабилизатора; 5—хвос-
товой обтекатель; 6—обтекатели консоли шас-
си; 7—зализ консоли шасси с фюзеляжем; 8—об-
текатель передней опоры шасси
Носовой обтекатель изготовлен из
стеклопластика на основе стеклотка-
ни. Передняя съемная часть обтека-
теля выполнена из органического
ориентированного стекла, за которым
внутри обтекателя установлены две
рулежные фары. Обтекатель крепит-
ся шарнирно к носовой части фюзе-
ляжа на двух кронштейнах и запи-
рается четырьмя натяжными замка-
ми. В открытом положении обтека-
тель удерживается штангой-подпор-
кой, закрепленной на шпангоуте № 1
фюзеляжа.
Обтекатель передней опоры шас-
си, обтекатели консоли шасси, зали-
зы центроплана, стабилизатора и
консоли шасси с фюзеляжем съем-
ные и изготовлены из стеклопластика.
Хвостовой обтекатель 5 также
съемный, состоит из дюралюминие-
вой обшивки толщиной 0,4 мм, стрин-
геров и диафрагм и крепится к
шпангоуту №31 фюзеляжа. Сзади к
обтекателю приклепана законцовка,
в которой устанавливается хвостовой
огонь. Законцовка выполнена из
стеклопластика.
На самолете имеются входной
(грузовой), три аварийных и эксплу-
атационные люки, через которые осу-
ществляется доступ к агрегатам и
системам самолета при их обслу-
живании (рис. 2.3).
Входной люк (рис. 2.4) предназ-
начен для входа в самолет и выхо-
да из него пассажиров и экипажа,
а также для погрузки и выгрузки
грузов, расположен в нижней части
13
15 16 17 18 19
Рис. 2.3. Схема расположения лючков, люков, откидных и съемных панелей:
1, 9, 11, 30—заправочные горловины; 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 12, 13, 14, 26, 27, 28, 29—лючки для подхода
к датчикам топливомера; 10—лючок для доступа к гидробаку; 15, 18—лючки для доступа к болтам
крепления узлов навески руля направления; 16, 20—лючки для доступа к балансировочным гру-
зам; 17, 19, 65—лючки для доступа к узлам навески руля направления; 21, 23, 24—лючки для
доступа к узлам навески левого руля направления; 22— лючок для доступа к электромеханизму
управления триммером; 25—левый аварийный люк; 31—съемные панели кессонов; 32—лючок для
доступа к разъему подключения гарнитуры наземного технического персонала; 33—лючок для
доступа к разъему подключения наземного электропитания; 34—лючок для доступа к элементам управ-
ления; 35—лючок для доступа к электрооборудованию; 36—лючок для доступа к аккумуляторам; 37—
лючок для доступа к элементам управления элероном; 38—лючок для доступа к швартовочному узлу; 39,
40—лючки для доступа к топливным насосам (справа и слева); 41—лючок воздухозаборника дренажа
(справа и слева); 42, 43—клапан слива топлива (справа и слева); 44—-лючок для доступа к радио-
блокам; 45—лючок для доступа к радиооборудованию; 46—лючок для доступа к элементам управления;
47—технологический лючок; 48—откидные панели носков крыла; 49—откидные панели хвостовой части
крыла; 50, 52—лючки для доступа к тягам управления руля высоты (справа и слева); 51—лючок для под-
хода к антенне РВ-5 (справа и слева); 53—клапан слива топлива (справа и слева); 54—правый аварий-
ный люк; 55—лючок для доступа к швартовочному узлу; 56—лючок для доступа к электромеханизму
управления Триммером; 57—лючок для доступа к электромеханизму управления триммером; 58, 59, 60—
лючки для доступа к узлам навески правого руля направления; 61, 64—лючки для доступа к электромеха-
низМам управления триммерами; 62—лючок для доступа к антеннам СО-69 и СРО-2; 63—лючок для досту-
па к элементам крепления стабилизатора (справа и слева); 66—лючок для доступа к болтам
крепления узлов навески руля направления; 67—входной люк; 68, 70—технологические лючки; 69,
7/—лючки для доступа к гидроагрегатам; 72—аварийный люк кабины экипажа
14

Рис. 2.4. Входной люк:
1—левая створка; 2—внутренняя рукоятка; <?—правая створка; 4—фиксатор замков; 5—лестница;
6—поручень; 7—подкос; 8—скоба; 9—стопорная шпилька навески лестницы; 10—стопорная шпилька
фиксации лестницы; 11—^наружная рукоятка; 12—замок наружной рукоятки; 13—замок внутренней
рукоятки
15
фюзеляжа между шпангоутами № 21
и 27 и закрывается двумя створка-
ми — левой 1 и правой 3. Каждая
створка навешена шарнирно на двух
петлях. Левая створка по размерам
больше правой. Вход пассажиров в
самолет осуществляется при откры-
той левой створке по входной лестни-
це 5, которая шарнирно прикрепле-
на к порогу пола пассажирской
кабины с помощью двух стопорных
шпилек 9 и связана шарнирным под-
косом 7 с левой створкой. С целью
предупреждения створки и лестницы
от раскачивания, возможного при
сильном боковом ветре, предусмотре-
но стопорение лестницы стопорной
шпилькой 10.
При погрузке в самолет грузов
входная лестница демонтируется и
открываются обе створки. Створки в
этом случае удерживаются в откры-
том положении тросами, которые за-
цепляются карабинами за петли на
внешней поверхности фюзеляжа.
В закрытом положении правая
створка удерживается штыревым
Рис. 2.5. Крышка аварийного люка:
/—корпус крышки; 2—неподвижные штыри; 3—
наклонная панель; 4—рукоятка замка; 5—стопор с
флажком; 6—панель замка; 7—панель облицовки
замком, расположенным у порога
люка в районе шпангоута №21,
тросом, крепящимся к внутренней по-
верхности фюзеляжа, и дополнитель-
ной жесткой тягой в районе шпангоу-
та № 27.
На передней части правой створ-
ки предусмотрено место для разме-
щения багажа.
Левая створка закрывается (от-
крывается) изнутри самолета с по-
мощью входной лестницы, а меха-
низм запирания створки управляет-
ся внутренней рукояткой 2, распо-
ложенной на левом борту фюзеляжа
у порога, и наружной рукояткой 11.
Обе рукоятки для запирания меха-
низма имеют ключевые вставки. Пе-
редний рычаг механизма запирания,
кроме того, стопорится фиксатором
4. Для опломбирования входного лю-
ка на обеих створках имеются уголь-
ники с отверстиями.
Для эвакуации из самолета людей
в аварийных ситуациях в пассажир-
ской кабине имеются два одинаковых
по конструкции аварийных люка,
расположенных по правому и левому
бортам между шпангоутами № 17 и
19, которые закрыты открывающими-
ся наружу крышками с замками
(рис. 2.5). Замки имеют наружную
и внутреннюю рукоятки. При стоянке
самолета во внутреннюю рукоятку 4
устанавливается стопор 5, который
исключает в этом случае открытие
люка с наружной стороны. Перед
вылетом самолета ручка должна
быть расстопорена, для чего необхо-
димо изъять стопор из ручки.
Для закрытия кабины экипажа
используется дверь прямоугольной
формы, навешенная на двух петлях
и имеющая замок с двумя ручками
и оптический глазок для просмотра
пассажирской кабины при закрытой
двери. Ручка замка, установленная
со стороны пассажирской кабины,
круглой формы с ключевой вставкой,
позволяющей запирать дверь. Со сто-
роны кабины экипажа конструкция
замка предусматривает стопорение
его закрытого положения, и откры-
тие двери со стороны пассажирской
16
кабины в этом случае становится
невозможным.
Фонарь кабины экипажа (рис.
' 2.6) состоит из каркаса, остекления
и верхней клепаной дюралюминиевой
обшивки с набором стрингеров из
прессованных угольников. Остекле-
ние состоит из двух передних и двух
боковых стекол с форточками.
Передние стекла представляют
собой блок из трех силикатных сте-
кол со встроенным электрообогревом.
Снаружи на передних стеклах уста-
новлены стеклоочистители с электри-
ческим приводом.
Боковое остекление выполнено из
органического стекла. Правое боко-
вое стекло 8 одновременно является
крышкой аварийного люка. Для от-
крытия люка на каркасе установлена
ручка 9.
На боковых стеклах имеются фор-
точки 4, изготовленные из ориенти-
рованного органического стекла тол-
щиной 4 мм. Каждая форточка под-
вешена на двух петлях и открывается
внутрь кабины экипажа. По пери-
метру форточка имеет уступ, благо-
< даря которому она не выступает
за обводы бокового стекла. Форточка
запирается двумя замками. Каждый
замок состоит из закрепленной на
форточке винтами оси и флажка с
пружиной. На боковом стекле винта-
ми закреплена скоба замка, в кото-
рую заходит язычок флажка при
закрытии замка. В пассажирской
кабине между шпангоутами №9 и
19 имеется по пять прямоугольных
окон с каждого борта, причем по од-
ному из этих окон находится в крыш-
ке бортового аварийного люка. По
левому борту в хвостовой части
фюзеляжа между шпангоутами
№20—21 имеется дополнительное
окно подсвета. Каждое окно состоит
из органического стекла толщиной
2 мм, окна между шпангоутами
№ 9—11 имеют дополнительное внут-
реннее стекло.
Рис. 2.6. Фонарь кабины экипажа:
/—обшивка фонаря; 2—левое боковое стекло; 3—замки форточки; 4—форточка; 5—прижимная
накладка; 6—переднее стекло; 7—рама; 8—правое боковое стекло; 9—ручка аварийного люка
17
2,2. Крыло
Крыло самолета (рис. 2.7) высо-
корасположенное, подкосной схемы,
прямоугольной формы в плане на
участке между нервюрами № 10 и
трапециевидной формы на участке
от нервюры № 10 до за концовок.
Внешние обводы крыла по сечениям
образованы набором аэродинамичес-
ких профилей различной толщины.
Крыло состоит из центроплана и
двух отъемных частей (ОЧК). Цент-
роплан несет на себе два закрылка
(правый и левый). Каждая отъем-
ная часть имеет закрылок, элерон,
две секции предкрылка и два интер-
цептора. Левый элерон снабжен
триммером.
Конструкция крыла кессонного
типа. Кессоны крыла образованы
двумя лонжеронами, нервюрами и
панелями обшивки, состоящими из
химически фрезерованных обшивок
и приклепанных к ним стрингеров.
Кессоны центроплана между нервю-
рами № 3 и 7 и кессон ОЧК между
нервюрами № 10 и 21 представляют
собой герметизированные топливные
баки — отсеки. Для доступа внутрь
кессона при осмотре топливной сис-
темы в крыле имеются съемные
панели. На поверхности панелей
находятся люки для обслуживания
агрегатов топливной системы.
К вспомогательным элементам
конструкции крыла относятся носо-
вая, хвостовая части крыла и кон-
цевой обтекатель крыла, конструк-
тивно выполненные так, чтобы обес-
печить размещение элементов систем
в носовой и хвостовой частях крыла и
осуществить к ним подход.
Носовая часть крыла состоит из
носовой части центроплана и носовой
части ОЧК. Носовая часть крыла со-
стоит из набора нервюр и дюралюми-
ниевой обшивки. На нижней поверх-
ности носовой части крыла выполне-
ны откидные панели, навешенные на
петлях. В закрытом положении пане-
ли фиксируются с помощью специ-
альных винтов. Между нервюрами
№ 28, 29 обеих носовых частей ОЧК
Рис. 2:7. Схема крыла:
/—корневой интерцептор; 2—первая секция предкрылка; 3—концевой интерцептор; 4—узлы навески
предкрылка; 5—вторая секция предкрылка; 6—концевой обтекатель; 7—узлы навески элерона; 8—
элерон; Р—триммер (только на левом элероне); 10—закрылок ОЧК; 11—узлы навески закрылков;
12—закрылок центроплана; 13—дефлектор закрылка
18
Рис. 2.8. Подвижные поверхности крыла:
/—закрылок центроплана; 2—закрылок ОЧК; 3—триммер элерона; 4—элерон; 5—вторая секция
предкрылка; 6—концевой интерцептор; 7—первая секция предкрылка; 8—корневой интерцептор
установлены противофлаттерные гру-
зы, закрепленные на переднем лон-
жероне крыла.
Хвостовая часть крыла также сос-
тоит из хвостовой части центро-
плана и хвостовой части ОЧК. Хвос-
товая часть центроплана расположе-
на за задним лонжероном, между
нервюрами № 3—9а и состоит из бал-
ки, набора нервюр, панелей обшивки
и откидных панелей. Панели обшивки
и откидные панели выполнены из
стеклопластика. К кромке нижней
обшивки по всему размаху крепится
резиновый профиль. По нервюрам
№ 4, 6 и 9 установлены кронштейны
навески закрылка центроплана. В
кронштейнах выполнены прорези в
форме рельсов, по которым двигают-
ся подшипники кареток закрылка.
Снизу выступающие за контуры кры-
ла части кронштейнов закрыты об-
текателями. Хвостовая часть ОЧК со-
стоит из закрылочной и элеронной
частей. Закрылочная часть располо-
жена между нервюрами № 10—18,
элеронная — между нервюрами
№ 18—29. По конструкции хвостовая
часть ОЧК аналогична хвостовой
части центроплана. По нервюрам
№11, 14 и 17 крепятся кронштейны
навески закрылка ОЧК.
Концевой обтекатель крыла сос-
тоит из штампованной обшивки и
набора диафрагм. В носовой части
установлен легкосъемный прозрач-
ный обтекатель аэронавигационного
огня. Обтекатель крепится к поясам
нервюры № 29.
Крыло самолета оборудовано вы-
сокоэффективной механизацией. На
рис. 2.8 приведено расположение
подвижных поверхностей крыла.
Для обеспечения возможности уп-
равления самолетом в поперечной
плоскости на каждом полукрыле
между нервюрами № 18—29 установ-
лен элерон (рис. 2.9). Каждый эле-
рон состоит из лонжерона, набора
носков и хвостовиков нервюр, дюра-
люминиевой обшивки носка и полот-
няной обшивки из авиационной ткани
AM-100 ОП, которой обтянут весь
элерон. Элерон имеет четыре узла
навески 10: три типовых по нервюрам
№ 19, 22 и 26 и один торцовый
по нервюре № 29. Между нервюрами
№ 26 и 27 на нижней части носка
элерона имеется кронштейн, к кото-
рому крепится балансир элерона 8,
состоящий из груза с отверстием,
в которое вставляется стержень.
Левый элерон снабжен тримме-
ром, состоящим из лонжерона, на-
бора нервюр, рифленой дюралю-
миниевой обшивки и законцовки.
Триммер с помощью шомпольной
петли крепится к Трим мерной бал очке
элерона. Электромеханизм управле-
ния триммером крепится с помощью
кронштейна в носке элерона, одно-
временно выполняя функции балан-
19
Рис. 2.9. Элерон:
/—торцовая нервюра; 2—кронштейн для стопорения; 3—крышка люка; 4—стрингер; 5—носок нер-
вюры; 6—лонжерон; 7—кронштейн управления элероном; 8—балансир; 9—лента; 10— узел навески
элерона; //—полотняная обшивка; 12—законцовка; 13—триммер; 14—петля; 15—накладка; 16—лон-
жерон триммера; 17-—обшивка; 18—нервюра; 19—законцовка; 20—кронштейн
Рис. 2.10. Закрылок:
/—обшивка носовой части; 2—
носок нервюры; 3—лонжерон;
4—верхняя обшивка; 5—хвос-
товик нервюры; 6—стрингер; 7—
законцовочный профиль; 8—ди-
афрагма; 9, 10—кронштейны на-
вески; //—силовая диафрагма
дефлектора; 12—кронштейн уп-
равления; 13—диафрагма деф-
лектора; /-/—обшивка дефлек-
тора; 15—дефлектор; 16—основ-
ное звено
20
сировочного груза. Доступ к нему
обеспечивается через люк, закрытый
крышкой.
Для улучшения летных качеств
самолета крыло оборудовано за-
крылками, предкрылками и интерцеп-
торами.
На каждом полукрыле установле-
ны два выдвижных закрылка: закры-
лок центроплана, расположенный
между нервюрами № 3—10, и закры-
лок ОЧК, расположенный между
нервюрами № 10—18. Закрылки
центроплана и ОЧК выдвижные,
двухщелевые, одинаковые по кон-
струкции. Каждый закрылок (рис.
2.10) имеет основное звено 16 и про-
филированный дефлектор 15. Основ-
ное звено закрылка состоит из лон-
жерона, набора нервюр, стринге-
ров и обшивки. Все детали каркаса,
кроме обшивки и стрингеров, вы-
штампованы из тонких дюралюмини-
евых листов. Верхняя и нижняя об-
шивки и стрингеры хвостовой части
выполнены из стеклопластика, ниж-
няя обшивка хвостовой части (меж-
ду нервюрами № 5—9) и обшивка
носовой части дюралюминиевые.
Дефлектор выполнен из дюралю-
миниевой обшивки и набора штам-
пованных диафрагм. Две средние
секции дефлектора каждого закрыл-
ка имеют силовые диафрагмы, к кото-
рым крепятся кронштейны управле-
ния закрылками. Законцовочный
профиль дефлектора выполнен из
магниевого сплава.
На нижней поверхности элеронов
и закрылков имеются дренажные
отверстия для стока влаги и предот-
вращения коррозии.
Для улучшения взлетно-посадоч-
ных характеристик самолета, кроме
закрылков, на каждой консоли крыла
установлено по две секции автома-
тического предкрылка (первая сек-
ция между нервюрами № 10—20,
вторая между нервюрами № 20—29),
соединенных между собой тандером.
Тандер, застопоренный в нужном
положении контровочной проволо-
кой, установлен на кронштейнах,
которые крепятся к торцовым нер-
вюрам первой и второй секций. Каж-
дая секция предкрылка собрана из
верхней и нижней дюралюминиевой
обшивок, набора штампованных нер-
вюр. Для плотного закрытия щели
между предкрылками и носками кры-
ла к предкрылкам приклеены наклад-
ки из пенопласта, покрытые капро-
новой тканью. Каждая секция пред-
крылка шарнирно через три одно-
плечие качалки соединена с крон-
штейнами в носке крыла. На крон-
штейнах установлены регулируемые
резиновые упоры, в которые упира-
ются качалки при полном выдви-
жении предкрылков. В исходном
положении предкрылка качалки раз-
мещаются в нишах носков крыла.
Предкрылки выдвигаются — убира-
ются под действием аэродинамичес-
ких сил. При посадке самолета
предкрылки выдвигаются вниз в
плоскости, повернутой на 12 ° к плос-
кости хорд, образуя профилирован-
ную щель. В убранном положении
предкрылки удерживаются устройст-
вом притягивания, которое состоит
из троса, ролика и резинового амор-
тизатора (рис. 2.11). Амортизатор
одним концом через тандер 7,
предназначенный для регулировки
натяжения, соединен с кронштейном
8, закрепленным на переднем лон-
жероне ОЧК между нервюрами
№ 15—16 крыла. Второй конец амор-
тизатора через трос, проходящий
через ролик в носке крыла, соединен
с кронштейном 1 предкрылка.
На ОЧК расположены корневой
и концевой интерцепторы. Корневой
интерцептор установлен на хвостовой
части ОЧК между нервюрами № 12—
16, концевой интерцептор — между
нервюрами № 25—29.
Корневой интерцептор (рис. 2.12)
состоит из' двух секций, на стыке
которых установлен общий узел на-
вески, шарнирно прикрепленный к
кронштейну навески закрылка ОЧК
на нервюре № 14. Кроме того, по
одному узлу навески установлено на
торцах каждой секции интерцептора.
Каждая секция клепаной конструк-
ции состоит из балки 3, лонжерона 4,
3
9
10
Рис. 2.11. Навеска предкрылка:
, 10, 12—кронштейны; 2—вилка; 3ро-
лик; 5—трос амортизатора; 6амортизатор; 7—
тандер; 9—передний лонжерон ОЧК; //—качалка;
13—регулируемый упор
Рис. 2.12. Корневой интерцептор:
узел навески; 2, 8—кронштейны; 5—балка;
9—лонжероны; 5—обтекатель; 6—обшивка;
7—кронштейн общего узла навески интерцептора;
10—кронштейн навески закрылка
навасаЕШЬ
HfMitfl ifri
22
нервюр и обшивки. К кронштейну
общего узла навески 7 крепится
гидро цилиндр управления интерцеп-
тором, закрытый обтекателем. Кон-
цевой интерцептор состоит из одной
секции, а в остальном конструкция
его аналогична конструкции корне-
вого интерцептора. Концевой интер-
цептор имеет три узла навески по
нервюрам №26, 27 и 28. К крон-
штейну у нервюры №27 крепится
гидроцилиндр управления интерцеп-
тором.
Для снижения изгибающих мо-
ментов в корневой части крыла и,
как следствие, уменьшения массы
крыла оно выполнено на самолете
подкосным. Подкосы крыла крепятся
к узлам на балке крыла по нервюре
№ 15 и к узлам крепления основных
опор шасси. Узел крепления подкоса
к крылу закрыт обтекателем, изготов-
ленным из стеклопластика. В обшив-
ке обтекателя выполнен лючок,
открывающий доступ к швартовочно-
му узлу.
2.3. Оперение
Оперение самолета свободнонесу-
щее, двухкилевое состоит из гори-
зонтального и вертикального опе-
рений.
Горизонтальное оперение включа-
ет стабилизатор и две половины руля
высоты. На каждой половине руля
высоты установлен триммер.
Стабилизатор (рис. 2.13) цель-
н о мета л л ически й, трапе цие в идной
формы в плане. Стабилизатор имеет
двухлонжеронную конструкцию и
состоит из средней (кессонной).
носовой и хвостовой частей. В носо-
вой части расположены трубопрово-
ды противообледенительной системы,
в хвостовой — кронштейны навески
руля -высоты .2 и проводка управ-
ления триммером, в кессонной —
проводка управления рулями направ-
ления. Стабилизатор крепится к фю-
зеляжу в четырех точках — по две
точки на переднем и заднем лонже-
ронах. На торцах стабилизатора име-
ются узлы для крепления килей 4.
Для устранения срыва потока с ниж-
ней поверхности стабилизатора при
выпущенных закрылках носовая
часть стабилизатора имеет неуправ-
ляемый дефлектор 7. Носок стабили-
затора образует с дефлектором
щель постоянного сечения. Носок
стабилизатора состоит из нервюр и
дюралюминиевой обшивки. Дефлек-
тор состоит из нервюр, балочек швел-
лерного сечения из стеклопластика,
дюралюминиевой обшивки и закон-
цовки. К дефлектору приклепаны
профили для крепления его к носкам
стабилизатора по нервюрам № 3, 5, 7
и 9. На обшивке дефлектора с ниж-
ней стороны имеются овальные от-
верстия для выхода воздуха проти-
вообледенительной системы. На тор-
цовых нервюрах носка и дефлектора
для плотного прилегания килей при-
креплен резиновый профиль. Хвосто-
вая часть стабилизатора, располо-
женная за задним лонжероном,
состоит из набора диафрагм, являю-
щихся хвостовыми частями нервюр,
и дюралюминиевой обшивки.
Каждая половина руля высоты
навешивается на стабилизатор в трех
узлах по нервюрам № 1, 4, 7. Каркас
руля (рис. 2.14) состоит из лонже-
рона 6, триммерной балочки 13,
за концовки 1, нервюр. Носовая об-
шивка руля высоты выштампована
из листового дюралюминия. Каркас
руля высоты совместно с носовой
обшивкой обшит полотном АМ-
400 ОП. К полкам хвостовиков нер-
вюр полотно пришито и приклеено.
Руль высоты имеет статическую
перебалансировку, т. е. его центр
масс расположен впереди оси враще-
ния. С этой целью в носке каждой
половины руля высоты расположены
балансировочные грузы 8, 18.
К триммерной балочке, имеющей-
ся на каждой половине руля высо-
ты, на петле навешен триммер, кото-
рый состоит из лонжерона швеллер-
ного сечения 11, диафрагм и обшив-
ки, выполненных из листового дюра-
люминия, и вкладыша из пенопласта
в законцовке. Электромеханизм уп-
23
Рис. 2.13. Стабилизатор:
1—задний лонжерон; 2—кронштейны
навески руля высоты; 3—хвостовая
часть стабилизатора; 4— узлы крепле-
ния киля; 5—профиль; 6—нервюра;
7—дефлектор; 8—стрингер; 9—носовая
часть стабилизатора; 10—средняя
часть стабилизатора; 11—передний лон-
жерон; 12—кронштейн для стыковки с
фюзеляжем; 13—раскос
Рис. 2.14. Руль высоты:
1—законцовка; 2—хвостовая часть нервюры; 3—триммер; 4, 9—узлы навески руля высоты;
5, 17—крышки; 6—лонжерон; 7—носовая часть нервюры; 8, 18—балансировочные грузы; 10—
кронштейн узла управления; 11—лонжерон триммера; 12, 19—кронштейны; 13триммерная балочка;
14—обтекатель; 15—тяга; 16—электродвигатель УТ-6Д
24
и
влаги
15
Рис. 2.15. Киль:
/— кронштейн навески руля направления; 2—
хвостовая часть киля; 3, 8, 13— диафрагмы;
4— задний лонжерон; 5— верхний обтекатель;
6— нервюра; 7— передний лонжерон; 9— меж-
лонжеронная (кессонная) часть киля; 10—обте-
катель тяги руля направления; 11— носовая часть
киля; 12— жалюйи; 14—нижний обтекатель;# —
АНО; 16— стенка
Рис. 2.16. Руль направления:
/— триммер; 2— законцовка; 3— роговой компен-
сатор; 4— диафрагма; 5— хвостовая часть нервю-
ры; б— носовая часть нервюры; 7— лонжерон; 8—
крышка; 9— кронштейн крепления тяги управле-
ния; 10—обшивка; 11—узел навески; 12—крон-
штейн; 13—обтекатель; 14—тяга; 15—электродви-
гатель УТ-6Д; 16—лобовая обшивка;	17—
балансировочный груз; 18—триммерная балочка;
19—петля; 20—лонжерон триммера
равления триммером крепится к
кронштейну 19 на руле высоты меж-
ду нервюрами № 6а и 6 и тягой 15
соединен с кронштейном 12, при-
клепанным к лонжерону триммера.
На нижней поверхности стабилиза-
тора и руля высоты имеются дре-
нажные отверстия
предотвращения
для стока
коррозии.
20
25
Вертикал ьное оперение состоит из
двух килей и двух рулей направ-
ления. Оба руля направления имеют
триммер.
Кили самолета цельнометалличе-
ские, двухлонжеронной конструкции,
имеют симметричный профиль. Кон-
струкция каждого киля (рис. 2.15)
состоит из носовой 11, средней 9 и
хвостовой 2 частей, разделенных пе-
редним 7 и задним 4 лонжеронами.
Сверху и снизу на килях установ-
лены обтекатели, в которых размеще-
ны проблесковые маяки (на правом
стабилизаторе снизу, на левом —
сверху). Силовой набор килей, кроме
лонжеронов, включает в себя нервю-
ры. Обшивка выполнена из листового
дюралюминия. Носовая часть килей
съемная, клепанной конструкции, со-
стоит из диафграм, установленных
перпендикулярно переднему лонже-
рону, и обшивки, подкрепленной гоф-
ром. Боковые внешние части обшив-
ки по оси перелома носка имеют
нерегулируемые жалюзи для выхода
воздуха противообледенительной
системы.
Рули направления имеют стати-
ческую и аэродинамическую (рого-
вую) балансировку. Руль (рис. 2.16)
состоит из лонжерона 7, балан-
сировочных грузов 17, нервюр, об-
шивки, триммерной балочки 18 и
законцовки 2. Каркас руля и носо-
вая дюралюминиевая обшивка обтя-
нуты полотном AM-100 ОП. Руль
направления навешен на киль в трех
узлах—по нервюрам №1, 4 и 8.
Триммер руля направления рас-
положен между нервюрами № 4 и 7.
Триммер состоит из лонжерона, об-
шивки и нервюр, выполненных из
листового дюралюминия. Триммер
управляется электромеханизмом,
размещенным в носке руля направ-
ления между нервюрами №5 и 6.
2.4. Предполетный осмотр
и техническое обслуживание
В ходе предполетного осмотра са-
молета при оценке технического
состояния планера экипаж должен
убедиться в том, что
все чехлы, заглушки с планера
сняты (рис. 2.17);
на наружных поверхностях само-
лета, остеклении кабин, элеронах,
закрылках, рулях, фарах, антеннах и
приемниках воздушного давления
(ПВД) нет внешних повреждений,
грязи, льда, снега, инея;
носовой обтекатель и лючки за-
кр ыты.
При осмотре пассажирской каби-
ны и кабины экипажа необходимо
убедиться в том, что:
входной люк закрыт, внутренняя
рукоятка заперта;
ручки аварийных люков расстопо-
рены.
Вылет самолета с неисправностя-
ми запрещается. В виде исключения
разрешается вылет самолета с про-
межуточного аэродрома для полета
на базовый аэродром с отдельными
мелкими неисправностями планера.
В частности, при повреждении об-
шивки пола и суенки (пассажирской)
грузовой кабины без повреждения
силовых элеметов фюзеляжа вылет
разрешается только в том случае,
если обеспечивается сохранность
механической проводки управления
самолетом и безопасность передви-
жения пассажиров в кабине.
В случае неисправности механиз-
ма открытия форточки второго пило-
та вылет разрешается только при
исправной форточке командира воз-
душного судна.
В случае растрескивания покров-
ного слоя электрообогревательного
стекла вылет разрешается при отсут-
ствии условий обледенения в полете.
При этом включать электрообогрев
поврежденного стекла запрещается.
В случае разрушения одного или
нескольких окон пассажирской ка-
бины разрешается только перегонка
самолета без пассажиров.
Оперативные виды технического
обслуживания по планеру преду-
сматривают выполнение следующих
работ.
По форме «А»:
установку упорных колодок под
колеса;
26
ТЧ в 9	10
Рис. 2.17. Схема установки заглушек:
7 —заглушка на воздухозаборник продувки подкапотного пространства; 2—заглушка на патрубок
отвода воздуха от клапанов перепуска; 3—заглушки на воздухозаборники вентиляции кабины; 4—
заглушка на воздухозаборник обдува генератора; 5—заглушка на воздухозаборник маслорадиатора;
6—заглушка на воздухозаборник двигателя; 7—заглушка дренажа отсека аккумуляторов; 8—чехол на
ПВД; 9—заглушка на воздухозаборник системы вентиляции; 10—заглушка на воздухозаборник обдува
горячей части двигателя; //—заглушка выхлопных патрубков двигателя; 12—заглушка на воздухозабор-
ник дренажа топливной системы; 13—заглушка на воздухозаборник обдува термокорректора; 14—чехол
на датчик сигнализатора льда ДСЛ-40Т
заземление самолета тросом за-
земления ;
установку чехлов на ПВД, датчик
сигнализации обледенения (ДСЛ-
40Т) и заглушек на планер.
По формам «Б», «В»:
осмотр фюзеляжа с земли /без
открытия люков);
осмотр нижней поверхности кры-
ла
ло дкосов
нижней поверх-
ности горизонтального оперения и
боковых поверхностей вертикального
оперения с земли.
(При этом необходимо учитывать, что
к дальнейшей эксплуатации не допус-
каются самолеты, имеющие механичес-
кие повреждения в виде рисок, забоин,
царапин глубиной более 0,15 мм, трещи-
ны, пробоины обшивки, разрушение и
ослабление заклепок, ослабление и от-
сутствие винтов крепления зализов, съем-
ных панелей, повреждения лакокрасочно-
го покрытия и коррозию обшивки.)
По форме «Ж»:
работы, выполняемые по фор-
ме «А»;
за чехлен не самолета;
(При стоянках менее 10 сут, а также
при ночных стоянках, зачехлению подле-
жат носовая часть фюзеляжа, гондолы
двигателей.
При стоянке длительностью более
10 сут дополнительно зачехляются кры-
ло, фюзеляж и колеса шасси.
При кратковременных стоянках на
песчаных аэродромах, а также зимой
при ненастной погоде — буран, снегопад,
обледенение — на самолет надеваются
все чехлы.
В ветреную погоду необходимо сле-
дить за тем, чтобы чехлы и ленты
не болтались и не били по обшивке
самолета.)
27
швартовку самолета;
(Швартовка самолета к стояночным
якорям с помощью швартовочных узлов
осуществляется также при ожидаемом
ветре более 10 м/с.)
закрытие и опломбирование само-
лета.
По формам «Д» и «Е»:
расчехление самолета (если он
был зачехлен);
(После расчехления необходимо чех-
лы сворачивать в рулоны только после
удаления с них пыли, снега или льда.)
снятие чехлов с ПВД, ДСЛ-40Т
и заглушек с планера;
уборка троса заземления и коло-
док из-под колес;
снятие швартовочных тросов
(если они были установлены);
удаление снега, льда, инея с по-
верхности планера.
Глава 3
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
I
3.1.	Общая характеристика
Самолет Ан-28 управляется обыч-
ными аэродинамическими рулями вы-
соты, направления и элеронами. Сис-
темы управления самолетом обеспе-
чивают отклонение рулей, элеронов,
триммеров, закрылков, интерцепто-
ров, а также поворот переднего
колеса и торможение колес основных-
опор шасси. Система управления
двигателями обеспечивает управле-
ние режимом работы двигателей,
управление их остановом, флюгиро-
ванием и аварийным флюгированием
винтов, управление створками масло-
радиаторов.
Управление элеронами, рулями
направления и рулем высоты меха-
ническое и осуществляется с по-
мощью пультов ручного и ножного
управления, а также с помощью сме-
шанной механической проводки.
Управление закрылками, интер-
цепторами и триммерами электро-
дистанционное.
Управление режимом работы дви-
гателей, остановом и аварийным
флюгированием винтов, а также уп-
равление створками маслорадиато-
ров составляет механическую часть
системы управления двигателями и
представляет собой по каждому ка-
налу двухтросовую проводку от со-
ответствующего рычага на пульте уп-
равления к рычагам управления на
двигателях и к створкам маслоради-
аторов. Управление флюгированием
винтов, сигнализация о работе флю-
гернасосов и об отключении авто-
матики двигателей осуществляются
с помощью электрической части сис-
темы управления двигателями.
3.2.	Пульты ручного
и ножного управления
Пульт ручного управления
(рис. 3.1) предназначен для управ-
ления элеронами и рулем высоты.
Пульт состоит из двух частей,
отличающихся друг от друга распо-
ложением рукояток на штурвалах
и наличием загрузочного механизма
только на левой части пульта. Каж-
дая часть пульта состоит из штур-
вальной колонки 7, опорного узла и
кронштейна 13. Штурвальные колон-
ки левой и правой частей пульта
соединены между собой тросом 16
с роликовой цепью, который служит
для синхронизации управления эле-
ронами от штурвалов левого и право-
го пилотов.
Штурвальная колонка шарнирно
закреплена своим шлицевым валом
в кронштейне 13 и поддерживается
28
Рис. 3.1. Пульт ручного управления:
1, 3, 5, 6, 9, 13—кронштейны; 2—центральный пульт пилотов; 4, 8—трубы; 7—штурвальная ко-
лонка; 10, 15, 18, 19, 20—ролики; 11—хомут; 12—роликовая цепь; 14, 17—тяги; 16—трос с роликовой
цепью
в опорном узле. Кронштейн крепится
к шпангоуту № 3. На кронштейне и
опорном узле установлены ролики
10 и 15 для тросов управления
рулем высоты. Тросы крепятся к
хомуту 11, который прикреплен к
кожуху штурвальной колонки.
Опорный узел состоит из крон-
штейнов 3, 6 и 9, закрепленных на
трубах 4 и 8. В кронштейне 6 уста-
новлено 6 роликов. Для регулировки
зазора между роликами и штурваль-
ной колонкой ролики 18, 19 и 20
установлены на эксцентрических ва-
ликах. Опорный узел крепится к
центральному пульту пилотов и к
ободу шпангоут № 6. Для большей
жесткости крепления узел связан тя-
гой 14 с полом кабины экипажа,
а тягой 17 с кронштейном 13. Крон-
29
штейны 1 и 5, закрепленные на опор-
ных узлах, служат для крепления
приборных досок.
Штурвальная колонка (рис. 3.2)
состоит из штурвала 25, колонки и
шлицевого вала 5. Штурвал пред-
ставляет собой полый литой каркас
из магниевого сплава. На левой
рукоятке левого штурвала и правой
рукоятке правого штурвала уста-
новлены кнопки 23 С ПУ РАДИО
и кнопки 24 ПИККАБР. Колонка
состоит из кожуха 8 с коленом 17
и полого вала 9 с шариковой шпон-
кой 6 и загрузочным механизмом,
установленным только в левой ко-
лонке.
При управлении элеронами вра-
щательное движение от штурвала пе-
редается на полый вал с помощью
оси со звездочкой 19, роликовой
цепи 28 с тандером 18 и звездоч-
ки 29.
Шариковая шпонка, закреплен-
ная на полом валу, состоит из кор-
пуса и двух крышек. В корпусе и
крышках выполнены канавки, кото-
рые при заполнении их шариками
образуют четыре замкнутых контура.
Внутренний ряд шариков каждого
контура шпонки входит в рабочие
канавки шлицевого вала. Такая кон-
струкция исключает возможность по-
ворота шариковой шпонки относи-
тельно шлицевого вала при управ-
лении элеронами, но позволяет ей
свободно перемещаться совместно с
полым валом и кожухом вдоль шли-
цевого вала при управлении рулем
высоты.
Загрузочный механизм служит
для предотвращения вывода самоле-
та на опасные перегрузки при от-
клонении руля высоты вниз на угол
больше 2 °. Он состоит из оси 16,
двух пружин 11 и 14, ползуна 13 и
двух упоров 10 и 15. Пружина 14
посажена на оси между упором 15
и ползуном 13, на который навернута
пружина 11. Упор 15 закреплен на
оси, а упор 10 ввернут в шлицевой
вал. Таким образом, при отклонении
Рис. 3.2. Штурвальная колонка левой части
1, 21 — гайки; 2 — крышка; 3, 4, 29 — звездочки; 5 — шлицевой вал; 6 — шариковая шпонка; 7—«Ьланец;
17— колено; 18— тандер; 19— ось со звездочкой; 20, 27— крышки; 22— кольцо; 23, 24— кнопки; 25—
30
штурвальной колонки вперед от ней-
трального положения и отклонении
руля высоты на угол более 2°
в работу включаются пружины, соз-
давая дополнительные усилия на
штурвале, прямо пропорциональные
отклонению руля высоты.
Пульт ножного управления
(рис. 3.3) предназначен для управ-
ления рулями направления, поворо-
том переднего колеса и для тормо-
жения колес основных опор шасси.
Пульт состоит из двух частей: левой
и правой.
Обе части пульта аналогичны по
конструкции и смонтированы на
кронштейнах 13, которые крепятся к
каркасу пола кабины пилотов. Для
синхронизации управления левая и
правая части пульта связаны между
собой жесткой тягой /, поэтому сек-
тор-качалка, к которой присоединя-
ется тросовая проводка управления
рулями направления, закреплена на
оси 6 только левого пульта.
пульта ручного управления:
8— кожух; 9— полый вал; 10, 15— упоры; 11, 14— пружины; 12— стопор; 13— ползун; 16— ось;
штурвал; 26 — штифт; 28 — роликовая цепь; 30 — упорное кольцо; 31 — пластина
31
На рычагах 5 и 8 пульта шарнир-
но закреплены качалки 3 и 10, на
одном плече которых шарнирно зак-
реплены педали 4 и 9, другое плечо
качалок связано поводками 2 и 11 с
кронштейном 13. Поводки обеспе-
чивают параллельное движение педа-
лей. При нажатии на педаль от-
клоняется вперед соответствующий
рычаг 5 или 8, поворачивая при
этом ось 6 с сектором-качалкой 12,
второй рычаг с педалью при этом
отклоняется назад. Регулировка пе-
далей по росту пилота осуществля-
ется вращением болта 7 в ту или
иную сторону. При этом оба рычага
5 и 8 будут проворачиваться в ту
или иную сторону вокруг оси их
крепления к фланцу оси 6, а педали—
приближаться к пилоту или удалять-
ся от него.

7/M

Рис. 3.3. Пульт ножного управления:
1—тяга; 2, 11—поводки; 3, 10, 15—качалки; 4, 9—педали;
5, 8—рычаги; 6—ось; 7—регулировочный болт; 12—сектор-
качалка; 13—кронштейн; 14—тросовая проводка; 16—пру-
жинная тяга
15
3.3.	Управление
элеронами и рулями
С пультов ручного и ножного
управления тросы систем управления
самолетом (рис. 3.4) сходятся к
кронштейну 10 с роликами, закреп-
ленному в верхней части шпангоута
№ 4. Тросы системы управления
элеронами подходят к кронштейну 10
от левой части пульта ручного управ-
ления, с валом штурвальной колонки
которого они связаны роликовой
цепью 12 (см. рис. 3.1). Тросы систе-
мы управления рулями направления
прикреплены своими наконечниками
к сектору-качалке 1 (см. рис. 3.4)
левой части пульта ножного управле-
ния и .подходят к кронштейну 10,
огибая ролики, установленные в
кронштейне 11, который крепится к
полу кабины пилотов в районе шпан-
гоута № 3.
Тросы системы управления рулем
высоты подходят к кронштейну 10
двумя лйниями:
одна линия от левой части пульта
ручного управления, другая от пра-
вой части пульта. За кронштейном 10
тросы правой линии вплетаются в
тросы левой линии, что обеспечивает
синхронизацию управления рулем
высоты от левой и правой штурваль-
ных колонок.
Далее тросы управления рулем
высоты совместно с тросами управ-
ления элеронами и рулями направле-
ния поднимаются общей трассой по
центральному переплету фонаря ка-
бины пилотов и проходят над
потолком через центроплан крыла.
За центропланом крыла тросы уп-
равления элеронами крепятся к сек-
тору-качалке 4, а тросы управления
рулями проходят далее над потол-
ком в хвостовую часть фюзеляжа,
где тросы управления рулем высоты
крепятся своими наконечниками к
сектору-качалке 8, а тросы управле-
ния рулями направления — к двупле-
чей качалке 9, закрепленной в райо-
не шпангоутов № 28, 29.
32
Bud 4
Доступ к сектору-качалке 1 осуществ-
ляется при открытых крышках люков спе-
цоборудования с левой стороны носовой
части фюзеляжа, к кронштейнам 10
и 11 — при открытом носовом обтекателе.
Доступ к тросовой проводке в кабине
экипажа осуществляется при снятом
переднем облицовочном профиле
она-
ря кабины экипажа, к тросовой проводке
в кабине пассажиров — при открытых от-
кидных панелях потолка пассажирской
кабины.
Тросовая проводка выполнена из ка-
натов типа «КСАН» толщиной 4,5 мм в
системе управления элеронами и толщи-
ной 3,5 мм в системе управления рулями
высоты и направления. Кроме того, для
большей жесткости тросы управления
рулями направления на участке между
шпангоутами № 9 и 29 проложены в труб-
2 Зак. 1663
33
Рис. 3.4. Схема тросовой проводки управления самолетом:
1, 4, <?—секторы-качалки; 2—штурвальная колонка; 3—тандеры; 5, 6, 7—текстолитовые направляющие;
9—двуплечая качалка; 10, 11, 12—кронштейны
чатой оболочке. Направление тросов и
расстояние между ними вдоль всей трас-
сы обеспечивается роликами, установ-
ленными в кронштейнах, и текстолитовы-
ми направляющими. Для удобства мон-
тажа и регулировки натяжения тросо-
вая проводка имеет тандерные соеди-
нения.
Тросы имеют маркировку, определя-
ющую их принадлежность. Маркировка
нанесена на наконечниках тандеров и
состоит из цветовой окраски и буквенного
обозначения. Первая буква маркировки
указывает, чем управляет данный трос;
тросы управления элеронами обозначены
буквой Э, тросы рулей направле-
ния — буквой П, тросы руля высоты—
буквой В.
Вторая буква обозначает направле-
ние действия троса. Натяжение тросов,
обозначенных буквой А, соответствует
отклонению: правого элерона вверх, ле-
вого элерона вниз, рулей направления
влево, руля высоты вверх. Натяжение
тросов, маркированных буквой Б, обо-
значает обратные действия.
Управление элеронами произво-
дится штурвалами с помощью меха-
нической проводки одновременно
двумя пилотами или раздельно од-
ним из них. При повороте штурвалов
в ту или иную сторону движение че-
рез тросовую проводку передается
на сектор-качалку 3 (рис. 3.5) и да-
лее через жесткую проводку, идущую
вдоль заднего лонжерона крыла на
рычаги левого и правого элеронов.
Кинематика качалок // и 12 при
одинаковом повороте штурвала в ту
или иную сторону от нейтрального
34
положения обеспечивает отклонение
элеронов вверх на больший угол, чем
вниз. Ограничителем угла отклоне-
ния элеронов является упор 15. Упор
на левом полукрыле ограничивает
отклонение левого элерона вниз, на
правом полукрыле — правого элеро-
на вниз. При убранных закрылках и
предельном отклонении штурвала
влево-вправо на угол (80 + 5)° эле-
роны отклоняются вверх на (22+
±1)°, вниз на (16 + 1) °.
Жесткая проводка системы уп-
равления элеронами связана через
качалки 11 и 12 с тягами управ-
ления закрылками. При выпуске
закрылков система обеспечивает ав-
томатическое отклонение элеронов
вниз (зависание) на угол, пропор-
циональный углу выпуска закрылков;
при этом движение проводки управ-
ления закрылками передается через
тяги 5 и 8 на качалку 12. При
неподвижной тяге 13 движение ка-
чалкой 12 передается качалке 11,
которая, проворачиваясь вокруг оси
крепления к тяге 13, передает дви-
жение через тягу 10 на рычаги левого
и правого элеронов. При этом оба
элерона отклоняются вниз (зависа-
ют). Так, при выпуске закрылков
на 15 ° зависание элеронов состав-
ляет (11 + 1)°, при выпуске на
25 °—15о30,±Ь1°, при выпуске на
40°-(22±1)°.
Отклонение элеронов при этом
несколько изменяется; при зависании
элеронов на (11	1) ° оно составляет
вверх 20 °30,±: 1 °, вниз (16ztl)°,
при зависании на 15о30'±1°—
вверх (20±1)°, вниз 16 °30'±1 °,
а при зависании на (22±1)°—
вверх (20zfcl)°, вниз (17±1)°-
Управление рулем высоты
(рис. 3.6) производится штурваль-
ными колонками с помощью механи-
ческой проводки, состоящей из тро-
совой проводки и жестких тяг 4,
Вид В
1Z
Вид 4
10
Рис. 3.5. Схема
1—штурвал;
сектор-качалка; 4—жесткая проводка; 5, 8,
10, 13—тяги; 6—электромеханизм управле-
ния триммером; 7—триммер; 9~ элерон;
11, 12—качалки; 14, 16—тяги управления
закрылками; 15—упор
управления элеронами:
2—тросовая проводка; 3—
13
о
'О
1В
о
В
2*
35
соединяющих сектор-качалку 3 с пра-
вой и левой секциями руля высоты.
При максимальном отклонении
штурвальной колонки от себя на
(80 + 3) мм, на себя на (160 4=3)) мм
руль высоты отклоняется соответст-
венно вниз на угол (15+1)°, вверх
на угол (30 +1) °.
Предельное отклонение руля вы-
соты ограничивается регулируемыми
упорами 6, 7, установленными на
кронштейнах в районе крепления
сектора-качалки 3.
Управление рулями направления
(рис. 3.7) производится педалями
пульта ножного управления с по-
мощью тросовой проводки до секто-
ра-качалки 3 и жесткой проводки,
расположенной в кессонной части
стабилизатора, одновременно двумя
пилотами или раздельно одним из
них. При отклонении педалей на
(94 + 5) мм от нейтрального положе-
ния рули направления отклоняются
на максимальные углы; причем руль,
соответствующий педали, отклонен-
ной от себя, отклоняется на угол
(224=1) °, а другой руль в это вре-
мя — на угол (16 + 1) °. Дифферен-
циал ьность в отклонении рулей на-
правления обеспечивается с по-
мощью качалок 6, 11. Предельное от-
клонение рулей направления ограни-
чивается регулируемыми упорами 12.
Упор на качалке 11 ограничивает от-
клонение левого руля направления
вправо, упор на качалке 6 — откло-
нение правого руля направления влево.
Стопорение рулей и элеронов
осуществляется во избежание пов-
реждений рулей, элеронов и прово-
док управления ими при кратко-
временной стоянке. Для этой цели в
кабине экипажа устанавливается
36
JI ~л&Л II	В 'ЛЛ^^Дт7 1	>	1 V f	jFXf г." У Jt /Jjt Jr JF * \ A^O^44 4 / Q 1 "*	Jr	1 n w Jr	JF тк / 1 Рис. 3.7. Схема управления рулями на- 1 правления: 1—пульт ножного управления; 2—.тросовая проводка; 3, 4, 5, 6, И—качалки; 7, 10, 13— тяги; 8, 9—рычаги; 12—упор TBl A	T|l т|||^Ик	ИЬ Ж1--Д.	JHr f ^ЛДДЧ-	Wl\	tL ^^ILihw-	je^_	11 ЧИ&	JRbmNf / \JT	2	/ 5 / * \ / <L	/	/ L•		 Ж В j	C' 1 jE^*		BH|jl 1 '6 //) X5 l	-i JBr	JFJ^^f	]Ж Wkw	jeF	jEW^, ^4 43 Рис. 3.8. Приспособление для стопорения рулей и элеронов: 1, 5—шпильки; 2, 7—кронштейны; 3—трос; 4—тру- ба; 6— гайка
37
J

Рис. 3.9. Стопорение рулей и элеронов
приспособление (рис. 3.8) для фик-
сации педалей, штурвалов и штур-
вальных колонок. При установке
приспособления рули направления и
элероны стопорятся в нейтральном
положении, а руль высоты — в ниж-
нем отклоненном положении.
Для стопорения пульт ножного
управления устанавливается в ней-
тральное положение, кронштейн 2
приспособления вставляется в крон-
штейн на полу кабины пилотов и
закрепляется в нем шпилькой /.
Штурвальная колонка устанавлива-
ется в положение, соответствующее
отклоненному вниз рулю высоты;
вилка приспособления надевается на
ушко штурвальной колонки и закреп-
ляется шпилькой 5. Штурвал уста-
навливается в нейтральное положе-
ние, кронштейн 7 приспособления
надевается на штурвал и закрепля-
ется с помощью барашковой гайки 6.
В полетном положении приспо-
собление крепится в замках, ус-
тановленных на шпангоуте № 23 по
правому борту.. Приспособление ис-
пользуется при скорости ветра не
больше 15 м/с. При скорости вет-
ра больше 15 м/с, а также при
длительной стоянке на рули и эле-
роны устанавливают наружные сто-
поры (рис. 3.9).
3.4.	Управление триммерами
Для снижения нагрузок на ко-
мандных рычагах управления эле-
ронами, рулем высоты и рулями
направления в установившемся ре-
жиме полета, на левом элероне, обеих
секциях руля высоты и рулях направ-
ления установлены триммеры.
Управление триммером элерона
электродистанционное и осуществля-
ется с помощью переключателя ВЛЕ-
ВО КРЕН ВПРАВО, установленного
на центральном пульте пилотов
(рис. 3.10). Предельное отклонение
триммера элерона вверх-вниз от ней-
трального положения составляет
(144=1)°.
Управление триммерами руля вы-
соты электродистанционное, импуль-
сное и осуществляется с помощью
кнопок ПИК. КАБР., установленных
на штурвалах левого и правого пило-
тов.
Максимальное отклонение трим-
меров руля высоты вверх-вниз от
нейтрального положения составляет
(20>1)°.
Управление триммерами рулей
направления также электродистан-
ционное, импульсное и осуществляет-
ся с центрального пульта пилотов
с помощью переключателя ВЛЕВО
РАЗВОРОТ ВПРАВО. Предельное
отклонение триммеров рулей направ-
ления влево-вправо от нейтрального
положения составляет (15 =Е 1) °-
УСТА НОВ ЛЕВ ГРИММ В НЕЙТР НАЖАТЬ СООТВ КНОПКУА
ТРИММ
I ЭЛЕР
ЛЕВ ТРИММ ПРАВ
PH
ЛЕВ ТРИММ ПРАВ
РВ
Рис. 3.10. Размещение органов управления в кабине пилотов
39
I
Рис. 3.11. Схема управления триммером
элерона:
I—триммер; 2—тяга; 3—качалка; 4—крон-
штейн; 5—серьга; 6—электромеханизм УТ-6Д;
7—болт; 8—хомуты; 9—крышка люка
Нейтральное положение тримме-
ров контролируется по загоранию
сигнальных ламп с зелеными све-
тофильтрами, размещенными на
центральном пульте.
Для облегчения установки трим-
меров руля высоты и рулей направ-
ления в нейтральное положение пре-
дусмотрены специальные кнопки,
расположенные между соответствую-
щими светофильтрами левого и пра-
вого триммеров.
Исполнительным органом систем
управления триммерами являются
электромеханизмы УТ-6Д, причем
каждый триммер имеет индивидуаль-
ный исполнительный орган. Электро-
механизмы крепятся с помощью хо-
мутов и болтов к балансировочным
грузам, вклепанным соответственно
в носок левого элерона, в носок каж-
дой секции руля высоты и в носки
рулей направления.
Кинематические схемы управле-
ния триммерами по конструкции
очень похожи. На рис. 3.11 приве-
дена конструкция системы управле-
ния триммером элерона. Шток элект-
ромеханизма управления триммером
через серьгу 5, качалку 3 соединен
регулируемой тягой 2 с рычагом
триммера. Предельное отклонение
триммеров обеспечивается пробук-
совкой фрикционной муфты на рабо-
тающем электромеханизме при пол-
ностью отклоненных триммерах.
3.5.	Управление
механизацией крыла
л
Управление закрылками (рис.
3.12) обеспечивает выпуск и уборку
закрылков центроплана и отъем-
ной части крыла (ОЧК) с по-
мощью гидроцилиндра 2 и механи-
ческой проводки, проложенной вдоль
заднего лонжерона крыла. Жесткая
механическая проводка состоит из
жестких тяг и качалок. Каждый за-
крылок соединен с проводкой, иду-
щей вдоль заднего лонжерона крыла
с помощью двух жестких тяг 4.
Управление электромагнитным
краном, обеспечивающим подачу
гидрожидкости в гидроцилиндр,
электродистанционное и осуществля-
ется с центрального пульта пилотов
40
(см. рис. 3.10). Положение закрыл-
ков контролируется по указателю
ИП11-08, расположенному на при-
борной доске в кабине экипажа. Мак-
симальное отклонение закрылков
центроплана и ОЧК на взлете
(15±1)°, на посадке (40 ±1) °.
Фиксация закрылков в любом выпу-
щенном положении обеспечивается
автоматом управления закрылками
АУЗ-02А.
К жесткой проводке, идущей от
гидроцилиндра (см. рис. 3.12) к ры-
чагам закрылков центроплана и
ОЧК, подсоединены механизм 10
концевых выключателей, датчик 9
указателя положения закрылков и с
помощью тяг 6 и 7 —механизм 8
отклонения и зависания элеронов.
Механизм концевых выключате-
лей предназначен для выдачи сигна-
лов в систему управления интерцеп-
Рис. 3.12. Схема управления закрылками:
1, 3—закрылки центроплана; 2—гидроцилиндр; 4, 13, 16, 17, 21—тяги; 5—закрылок ОЧК; 6, 7—
тяги системы зависания элеронов; 8—механизм отклонения и зависания элеронов; 9—датчик ДС-10;
10—механизм концевых выключателей; 11, 14—кронштейны; 12, 15—качалки; 18—серьга; 19—
хомут; 20—автомат управления закрылками АУЗ-02А
Рис. 3.13. Установка гидроцилиндра корневого интерцептора:
1—обтекатель; 2, 5—болты; 3—гидроцилиндр; 4—пружина; 6—интерцептор; 7—накидные гайки
трубопроводов
торами и в блок сравнения пре-
дельного крена (БСПК) на пере-
ключение величины предельного
крена.
Управление интерцепторами элек-
тродистанционное и может осущест-
вляться как вручную с центрального
пульта пилотов, так и автоматичес-
ки при отказе одного из двигателей.
В ручном режиме управления проис-
Рис. 3.14*. Установка гидроцилиндра концевого интерцептора:
1—лонжерон; 2—пружина; 3—накидная гайка трубопровода; 4—интерцептор; 5—крышка люка;
6, 8—болты; 7—гидроцилиндр
42
ходит одновременный выпуск корне-
вых интерцепторов на угол (45 + 1) °
и концевых интерцепторов на угол
(60+ 1) °, в автоматическом режиме
уменьшения крена в случае отказа
одного из двигателей осуществляется
автоматический выпуск концевого
интерцептора на стороне работающе-
го двигателя на угол (60+1)°.
В системе управления интерцеп-
торами имеются электрические бло-
кировки (см. рис. 3.10), предотвра-
щающие выпуск интерцепторов в ре-
жиме ручного управления при поло-
жении закрылков на углах меньше
(36+1)° и в автоматическом режи-
ме уменьшения крена при установке
рычагов управления двигателями
(РУД) в положение меньше (90 +
+ 2) °. Блокировка по положению
закрылков обеспечивается механиз-
мом концевых выключателей, уста-
новленных в системе управления за-
крылками, слева на заднем лонжеро-
не крыла у нервюры № 1. Блокировка
может быть отключена переключате-
лем БЛОКИР. ПО ВЫПУСКУ ЗА-
КРЫЛКОВ, установленным на на-
клонной панели левого пульта. Бло-
кировка по положению РУД обеспе-
чивается микровыключателями, уста-
новленными на центральном пуль-
те. Исполнительными органами Си-
стемы управления интерцепторами
являются гидроцилиндры односто-
роннего действия, установленные у
каждого интерцептора. У корневых
интерцепторов гидроцилиндры уста-
новлены на крыле в районе нервю-
ры № 14, а у концевых — нервюры
№ 27. Гидроцилиндры шарнирно кре-
пятся к узлам крепления крыла,
а штоки гидроцилиндров — к крон-
штейнам на интерцепторах. Вы-
пуск интерцепторов осуществляется
за счет усилий, создаваемых гидро-
жидкостью на шток, а уборка
интерцепторов — за счет усилия пру-
жин 4, 2 (рис. 3.13, 3.14).
Более подробная информация о
работе систем управления механиза-
цией крыла, поворотом переднего
колеса и торможения колес основных
опор шасси будет приведена в гл. 5.
3.6. Управление двигателями
Управление режимом работы дви-
гателей, остановом двигателей, ава-
рийным флюгированием воздушных
винтов, а также управление створ-
ками маслорадиаторов осуществля-
ются с пульта управления двигателя-
ми, который установлен в кабине
экипажа на стойке центрального
пульта и доступен с кресел обоих
пилотов. Пульт управления двигате-
лями (рис. 3.15) состоит из корпуса,
пакета рычагов и двух механизмов
выключателей (по одному на каждый
двигатель). На верхних крышках
корпуса пульта установлены трафа-
реты рычагов управления двигателя-
ми и рычагов управления остановом
и аварийным флюгированием. Спра-
ва и слева на корпусе установлены
трафареты рычагов управления
створками маслорадиаторов.
В пакет рычагов управления
двигателями входят два рычага уп-
равления двигателями, два рычага
останова и аварийного флюгирова-
ния, два рычага управления створ-
ками маслорадиаторов и рычаг
стопорения РУД. На рукоятках ры-
чагов нанесена их маркировка:
на рычагах управления двига-
телями — РУД ЛЕВ, РУД ПРАВ;
на рычагах останова и флюгиро-
вания — ОФ 1, ОФ 2;
на рычаге стопорения РУД — СТ;
на рычаге управления створками
маслорадиаторов Ml, М2. Цифра 1
в маркировке обозначает левый дви-
гатель, цифра 2 — правый.
Предельное перемещение РУД в
направлениях ВЗЛЕТ и РЕВЕРС
фиксируется упорами на топливном
насосе-регуляторе, кроме того, РУД
фиксируется с помощью специальных
упоров, предусмотренных в конструк-
ции пульта управления: на номиналь-
ном режиме — при переводе в нап-
равление ВЗЛЕТ, на режиме ПМГ—
при уменьшении режима до полет-
ного малого газа и на режиме ЗМГ—
при уменьшении режима до земного
малого газа.
При переводе РУД в направление
43
Рис. 3.15. Пульт управления двигателями:
1—центральный пульт; 2—кронштейн; 3—труба; 4—за-
щелки; 5, 6, 7—крышки; 8—пульт управления двигателя-
ми; 9—крышка
44
взлетного режима ролик защелки
упирается в скос упора, фиксируя
РУД на номинальном режиме. При
увеличении усилия на РУД на
3...5 кгс (30...50 Н) ролик подни-
мается по скосу упора и, преодоле-
вая усилие пружины, поднимает
защелку. После прохождения гребня
упора РУД получает возможность
свободно перемещаться в направле-
нии взлетного режима без дополни-
тельного усилия.
При переводе РУД со взлетного
режима в сторону уменьшения ре-
жима усилие на РУД возрастает
при переходе через упор номиналь-
ного режима, но РУД при этом не
фиксируется, так как передний скос
упора более пологий. При дальней-
шем уменьшении режима РУД сво-
бодно перемещается назад до тех
пор, пока ролик не упрется в торцо-
вую поверхность упора ПМГ, что бу-
дет соответствовать работе двигате-
ля в режиме полетного малого газа.
Для дальнейшего уменьшения ре-
жима необходимо, преодолевая уси-
лие пружины, поднять защелку вверх,
давая тем самым возможность роли-
ку перейти через торец упора. Даль-
нейшее уменьшение режима происхо-
дит свободно до касания упора ЗМГ.
Такое положение РУД соответствует
работе двигателя в режиме земно-
го малого газа.
При увеличении усилия на 5...
10 кгс (50... 100 Н) РУД, преодоле-
вая усилие пружин цилиндра, пово-
рачивается вместе с кронштейном.
Положение РУД за упором в сто-
юну уменьшения режима соответст-
ует режимам реверсирования двига-
еля. При снятии усилия с РУД в
зоне реверсирования пружины ци-
линдра повернут кронштейн, а вместе
с ним и РУД в положение, соответ-
ствующее режиму земного малого газа.
Контроль положений РУД левого
(стрелка 1) и правого (стрелка 2)
двигателей и соответствующих им по-
ложений рычагов топливных агрега-
тов осуществляется по указателю
ИП-33, установленному на централь-
ной части приборной доски.
Стопорение органов управления
осуществляется с помощью рычага
стопорения, при повороте которого в
направлении полета за счет сжатия
пакета рычагов удерживаются от
перемещения рычаги управления
двигателями и рычаги управления
створками маслорадиаторов. Рычаги
управления остановом и флюгирова-
нием при этом не стопорятся.
Фиксация рычага управления ос-
тановом и флюгированием осуществ-
ляется с помощью фиксатора, смон-
тированного внутри него, тогда, когт
да штифт входит в пазы неподвиж-
ного кронштейна. Пазы соответству-
ют трем положениям рычага, для
которых на трафаретах имеются мет-
ки: РАБ (работа), ОСТ (останов) и
ФЛ (флюгирование). Для перевода
рычага из одного положения в другое
необходимо нажать на его рукоятку
и, преодолевая усилие пружины,
вывести штифт из паза кронштейна
и перевести в нужное положение.
Рычаги управления створками
маслорадиаторов закреплены на од-
ном осевом болте в неподвижном
кронштейне пульта управления. Нап-
равления перемещения их указаны
стрелками с подписями на трафаре-
тах.
Механизмы выключателей, уста-
новленные на центральном пульте,
обеспечивают выдачу сигналов в
электросистему флюгированияг. воз-
душных винтов от рычагов управ-
ления остановом и флюгированием и
на блокировку управления интер-
цепторами в зависимости от поло-
жения РУД.
Механическая проводка управле-
ния двигателями и створками мас-
лорадиаторов (рис. 3.16) состоит из
тросов, кронштейнов, направляющих
и концевых роликов, жестких тяг.
Тросы системы управления от цент-
рального пульта идут к шпангоуту
№ 2 фюзеляжа, затем совместно с
тросами систем управления самоле-
том поднимаются по переплету
фонаря кабины экипажа и через ро-
лики, установленные в районе шпан-
гоутов № 7 и 9, по верхней части
45
Рис. 3.16. Механическая проводка управления двигателями:
/—пульт управления; 2—направляющие ролики; 3—тросы; 4—гондола двигателя; 5, 6, 7—тандеры;
8—концевой механизм управления двигателем; 9—поводок управления остановом; 10—поводок
управления режимом работы; //, 12—тяги; 13, 15—лимбы насоса-регулятора; 14—рычаг управления
двигателем; 16—рычаг рода работ (РРР); /7—створка маслорадиатора; 18— концевой ролик управления
створкой маслорадиатора
46
фюзеляжа проходят к переднему лон-
жерону центроплана. Разделяясь
на две ветви, тросы проходят в пра-
вую и левую гондолы двигате-
лей.
Внутри гондол тросы разветвля-
ются: одна ветвь М идет на концевой
ролик 18 управления створкой масло-
радиатора, две другие — Г и С — к
концевому механизму управления
двигателем.
Концевой механизм управления
двигателем выполняет следующие
функции:
передает перемещения тросовой
проводки управления режимом рабо-
ты и остановом двигателя тягам
управления этих каналов;
обеспечивает заданную характе-
ристику натяжения тросов управле-
ния режимом работы двигателя в
эксплуатационном диапазоне темпе-
ратур наружного воздуха;
при обрыве тросов управления
режимом работы устанавливает ры-
чаг управления двигателем в диапа-
зон крейсерских режимов.
Перемещения от концевого меха-
низма к топливному насосу-регуля-
тору передаются с помощью жестких
тяг.
Тяга 11 служит для управле-
ния остановом двигателя и крепится
к рычагу 16 рода работ на топ-
ливном насосе-регуляторе двигателя,
а тяга 12 — для управления мощ-
ностью двигателя и крепится к ры-
чагу 14 управления двигателем на
топ л и вном на сосе- регул яторе.
Концевой ролик управления
створкой маслорадиатора закреплен
на валу, на котором жестко закреп-
лена створка, установленная в вы-
ходном туннеле блока маслорадиато-
ров.
Перемещение рычага на пульте
управления через тросовую проводку
и концевой ролик преобразуется во
вращение вала, вызывающее измене-
ние положения створки, что в свою
очередь приводит к изменению
количества воздуха, проходящего че-
рез блок маслорадиаторов.
3.7. Эксплуатация
систем управления
Работоспособность систем управ-
ления самолетом проверяется инже-
нерно-техническим составом при опе-
ративном техническом обслуживании
по форме Г. Проверка системы
управления двигателями (ход рыча-
гов управления двигателями и створ-
ками маслорадиаторов) осуществля-
ется, начиная с формы В.
Экипаж самолета в процессе
предполетного осмотра должен про-
верить:
состояние поверхностей элеронов,
закрылков, рулей, триммеров на
предмет отсутствия на них внешних
повреждений, грязи, льда, снега,
инея;
отсутствие на рулях и элеронах
внешних стопоров.
Перед осмотром пассажирской
кабины необходимо убедиться в том,
что внешние стопоры рулей и элеро-
нов и кабинный стопор уложены
и закреплены в багажнике.
При осмотре кабины экипажа чле-
ны экипажа должны убедиться в
том, что:
рычаги управления двигателями
находятся в исходном положении
(РУД — в положении ЗМГ, рычаги
ОФ — в положении ОСТ., рычаги уп-
равления створками маслорадиато-
ров— в положении ЗАКР);
педали пульта ножного управле-
ния подогнаны по росту пилотов.
Проверка экипажем систем уп-
равления самолетом перед полетом
заключается в следующем. Проверя-
ется соответствие и полнота отклоне-
ния командных рычагов основного
управления и соответствующих руле-
вых поверхностей, а также вписы-
вание рулевых поверхностей в кон-
тур крыла или оперения при нейт-
ральном положении командных ры-
чагов.
При проверке работы триммера
элеронов на момент проверки сиг-
нальная лампа ЭЛЕР должна гореть.
При нажатии на переключатель
КРЕН в положение ВЛЕВО и удер-
живании его в этом положении 2...3 с
необходимо убедиться в том, что
сигнальная лампа погасла, триммер
элерона отклонился вниз. При нажа-
тии на переключатель КРЕН в по-
ложение ВПРАВО и удерживании
его в этом положении в течение
5...6 с триммер элерона должен
отклониться вверх. При прохождении
им нейтрального положения должна
загореться и снова погаснуть сиг-
нальная лампа ЭЛЕР. После провер-
ки триммер устанавливается в нейт-
ральное положение.
При проверке работы триммеров
рулей направлений на момент про-
верки сигнальные лампы ЛЕВ PH
ПРАВ должны гореть, что свиде-
тельствует о нахождении их в нейт-
ральном положении. Если оба трим-
мера одновременно не установились
в нейтральное положение, то необ-
ходимо сначала установить в нейт-
ральное положение триммер правого
руля направления импульсным нажа-
тием переключателя РАЗВОРОТ
(должна загореться соответствую-
щая сигнальная лампа). Только пос-
ле этого необходимо установить в
нейтральное положение триммер ле-
вого руля направления, для чего
необходимо: нажать кнопку ТРИМ-
МЕР PH и, удерживая ее в нажа-
том положении, импульсным нажа-
тием переключателя РАЗВОРОТ
добиться загорания левой сигналь-
ной лампы.
После согласования работы трим-
меров необходимо произвести два на-
жатия (продолжительность импуль-
са 1 с) переключателя РАЗВОРОТ в
положение ВЛЕВО и убедиться, что
сигнальные лампы погасли и тримме-
ры обоих рулей направления откло-
нились вправо. Затем проверяют от-
клонение триммеров влево и устанав-
ливают их вновь в нейтральное поло-
жение.
При проверке работы триммеров
руля высоты действуют аналогично
проверке триммеров рулей направле-
ния, учитывая, что при переводе
кнопки ПИК КАБР в положение
ПИК оба триммера руля высоты
должны отклониться вверх, а при
переводе кнопки в положение
КАБР—вниз.
Отдельные вопросы оценки тех-
нического состояния закрылков, ин-
терцепторов, управления уборкой-
выпуском закрылков и интерцепто-
ров будут рассмотрены в гл. 5.
Вылет самолета с промежуточ-
ного аэродрома до аэродрома, бази-
рования разрешается в случае неис-
правности механизма регулировки
педалей на одном рабочем месте
пилотов, если педали застопорены в
положении, не создающем неприем-
лемого условия для управления само-
летом, в случае невозможности осу-
ществления выпуска интерцепторов в
режиме ручного управления, если на
аэродроме посадки и запасных
аэродромах длина ВПП не меньше
700 м и обеспечивается заход на
посадку по стандартной глиссаде, а
также в случае если отсутствует по-
казание индикатора положения РУД
одного двигателя. При этом РУД с
неисправным индикатором необходи-
мо устанавливать в нужное положе-
ние по положению второго РУД.
В процессе эксплуатации в систе-
мах управления могут возникнуть та-
кие неисправности, как самопроиз-
вольный уход триммеров, невыпуск
и неуборка закрылков, отказ инди-
кации положения закрылков.
При самопроизвольном уходе
триммеров появляются неуравнове-
шенные моменты сил и соответствен-
но усилия на командных рычагах.
Для уменьшения усилий на команд-
ных рычагах рекомендуется снизить
скорость полета до 230—270 км/ч.
По каналам руля высоты и рулей
направления, где установлено по два
триммера, можно воспользоваться
исправными триммерами, предвари-
тельно отключив с помощью авто-
матов защиты сети (АЗС) управле-
ние неисправными.
В случае невыпуска закрылков
посадку осуществляют с убранными
закрылками, а в случае неуборки
закрылков необходимо произвести
посадку на аэродроме вылета.
48
При отказе индикации или лож-
ной индикации (поведение самолета
при выпуске-уборке закрылков не
соответствует показаниям указателя
положения закрылков) необходимо
проконтролировать положение за-
крылков визуально через боковые
стекла кабины экипажа и при необхо-
димости довыпустить (доубрать) за-
крылки в нужное положение.
Г лава 4
ШАССИ САМОЛЕТА
4.1. Общая характеристика
Самолет оборудован неубираю-
щимся трехопорным шасси, состоя-
щим из передней и двух основных
опор. Самолеты с такой схемой
расположения опор характеризуются
повышенной путевой устойчивостью
(при взлете и посадке самолета
со сносом), на них реже наблю-
дается такое опасное явление, как
«козление», при грубой посадке
передняя опора способствует предот-
вращению переднего капотирования
самолета. Однако такой схеме распо-
ложения опор присущи также от-
дельные недостатки, в частности
меньшая проходимость по сравне-
нию с трехстоечной схемой с зад-
ней опорой и возникновение само-
возбуждающихся колебаний типа
шимми передней стойки шасси при
работе колеса в режиме самоориен-
тирования.
Стойки шасси оборудованы жид-
костно-газовой амортизацией и име-
ют рычажную подвеску колес, что
обеспечивает восприятие амортиза-
торами не только вертикальных, но и
горизонтальных ударов, возникаю-
щих при движении самолета по
неровностям аэродрома.
На передней стойке шасси уста-
новлено нетормозное колесо К2 116
размерами 595X185 мм, на основ-
ных стойках смонтированы тормоз-
ные колеса КТ 135 (КТ 135Д)
размерами 720X320 мм.
Размеры колес и применение
пневматиков низкого давления —
4,5—0,5 кгс/см2 (0,45—0,05 МПа) —
обеспечивают возможность эксплуа-
тации самолета с максимальной
взлетной массой с грунтовых аэрод-
ромов с прочностью грунта не
ниже 5,0 кгс/см2 (0,5 МПа).
4.2. Передняя опора шасси
Передняя опора шасси (рис. 4.1)
состоит из амортизационной стойки 1
с нетормозным колесом 15 и снабже-
на системой поворота переднего ко-
леса.
Стойка крепится к фюзеляжу са-
молета на трех узлах: верхнем и двух
нижних. Верхний узел образован
кронштейном 9, закрепленным на по-
лу кабины пилотов, и рычагом 7 ци-
линдра амортизационной стойки, со-
единенными между собой болтом 10.
Два нижних симметричных узла об-
разованы кронштейнами 4 и 11, зак-
репленными на продольных балках
фюзеляжа, и приливами цилиндра 3
амортизационной стойки, соединен-
ными между собой цапфами 12. Цап-
фы вставлены в приливы цилиндра и
зафиксированы болтами 6. Нижние
узлы закрыты обтекателем. На стой-
ке крепятся элементы системы пово-
рота колеса: рулевой цилиндр 14,
концевой выключатель 5 и механизм
2 нажатия штока концевого выклю-
чателя при необжатом амортизаторе
стойки.
На стенке шпангоута № 1 уста-
новлен трафарет 8 СТОЙКА ПЕ-
РЕДНЕЙ ОПОРЫ САМОЛЕТА с
основными данными амортизатора,
колеса и пневматика.
Ось колеса крепится болтом 17 к
нижнему узлу рычага стойки. На го-
49
Рис. 4.1. Передняя опора:
/—рычаг поворотного узла амортизационной стойки; 2—тяга механизма нажатия штока концевого вы-
ключателя; 3—цилиндр амортизационной стойки; 4, 9, //—кронштейны; 5—концевой выключатель;
6, 10, /7—болты; 7—рычаг цилиндра амортизационной стойки; 8—трафарет; 12—цапфа; 13—гайка;
/4—рулевой цилиндр; 15—нетормозное колесо К2-116: 16—заглушка
ловке болта предусмотрено ухо для
крепления фиксатора при отработке
системы поворота колеса. Ось колеса
пустотелая, на внутренней поверх-
ности оси выполнена резьба для ус-
тановки гайки 13, противоположный
конец оси закрыт заглушкой 16, кото-
рая стопорится болтом 17.
Амортизационная стойка (рис.
4.2) рычажной схемы выполнена в
виде плоской фермы, состоит из ци-
линдра 13, поворотного узла 6, рыча-
га / и амортизатора, смонтированно-
го внутри цилиндра. В гнезда, распо-
ложенные в верхней части цилиндра,,
ввернуты сливная трубка 9 для за-
рядки амортизатора жидкостью и ог-
раничения уровня жидкости в амор-
тизаторе, зарядный штуцер 12 для
зарядки амортизатора азотом. На
цилиндре имеется упор 15, ограничи-
вающий вращение поворотного узла
относительно оси цилиндра. На при-
ливах 8 имеются две проушины 7 для
крепления рулевого цилиндра, вал
которого с помощью качалки и звена
соединен с проушиной 24 поворотно-
го узла амортизационной стойки.
Поворотный узел, предназначен-
ный для поворота кол а, установ-
лен между буртом в средней части
цилиндра и гайкой 31, навернутой
на резьбовую часть цилиндра. В
верхней части поворотного узла на
наружной поверхности выполнены
два упора 16 для ограничения вра-
щения узла, в нижней — ухо 5 для
крепления фиксатора при отработке
системы поворота переднего колеса.
Поворотный узел соединяется с ры-
чагом 1 полой осью 17, внутрь кото-
рой при буксировке самолета встав-
ляется палец буксировочного водила.
Для установки колеса в нейтраль-
ное положение при отрыве передней
опоры от земли внутри амортизаци-
50
онной стойки имеются профилиро-
ванные кулачки 28 и 29. Неподвиж-
ный кулачок 29 закреплен на цилинд-
ре, подвижный кулачок 28 соединен
с верхней головкой шатуна при по-
мощи оси 27 и перемещается по внут-
ренней поверхности цилиндра. Ниж-
няя головка шатуна 3 крепится осью
к проушине 2 рычага. Шатун закрыт
кожухом 4, закрепленным к подвиж-
ному кулачку винтами 33. Для конт-
роля обжатия амортизатора на на-
ружной поверхности кожуха нанесе-
на шкала с оцифровкой от 0 до 80 мм.
Рис. 4.2. Амортизационная стойка:
1, 10—рычаги; 2, 7, 24—проушины; 3—шатун; 4— кожух; 5—ухо; 6—поворотный узел; 8, //—при-
ливы; 9—сливная трубка; 12—зарядный штуцер; 13—цилиндр амортизатора; 14, 15, 16—упо-
ры; 17—полая ось; 18—клапан; 19—валик; 20—труба; 21—поршень; 22—стакан; 23—втулка; 25, 33—
винты; 26—букса; 27—ось; 25,29— кулачки 30—крышка; 31 —гайка; 32—фланец
51
Амортизатор передней опоры од-
нокамерный, жидкостно-газового ти-
па. Рабочий объем амортизатора
образован полостями цилиндра и
штока. Шток представляет собой ста-
кан 22 с навернутой на него брон-
зовой буксой 26, законтренной двумя
винтами. Торцовая поверхность бук-
сы сферическая и соприкасается с
головкой шатуна. На верхнем конце
стакана имеются кольцевые проточки
под уплотнительные узлы и четыре
отверстия в стенке, обеспечивающие
быстрое заполнение полости стакана
жидкостью при заправке амортизато-
ра. При обжатии амортизатора внут-
ри штока скользит плунжер. Плун-
жер представляет собой трубу 20 с
навернутым на нее поршнем 21. Пор-
шень имеет кольцевую проточку под
установку поршневого кольца, одно
центральное и два боковых отверстия
для перетекания жидкости. Верхний
конец трубы с помощью валика 19
крепится внутри цилиндра. В стенке
трубы имеются отверстия для пере-
текания жидкости. Между поршнем и
трубой установлен клапан 18, свобод-
но скользящий по внутренней поверх-
ности поршня при работе амортиза-
тора. В клапане выполнены одно
центральное отверстие и четыре паза
переменного сечения для перетека-
ния жидкости.
В качестве рабочей жидкости в
амортизаторе используется масло
АМГ-10, в качестве газа — техничес-
кий азот. Начальное давление газа
при температуре окружающего воз-
духа 20 °C равно (35+1) кг/см2
[(3,5+ 0,1) МПа], диаметр штока
составляет 70 мм, а его ход — (77 +
+ 1,5) мм.
Амортизатор работает следую-
щим образом (рис. 4.3). При отсутст-
вии внешних сил шток 4 занимает
крайнее нижнее положение. Подвиж-
ный 5 и неподвижный 6 кулачки на-
ходятся в зацеплении, колесо зани-
мает нейтральное положение. Жид-
кость из полости цилиндра через бо-
ковые отверстия в стенке штока и
центральное отверстие в клапане пе-
ретекает в полость штока.
При обжатии амортизационной
стойки рычаг стойки поворачивается
7
Рис. 4.3. Схема работы амортизатора:
а—амортизатор не обжат; б—прямой ход амортизатора; в—обратный ход амортизатора; 1—
цилиндр; 2—плунжер; 3—клапан; 4—шток; 5—подвижный кулачок; 6—неподвижный кулачок;
7—шатун
52
и через шатун 7 перемещает вверх
шток амортизатора (прямой ход),
при этом кулачки выходят из зацеп-
ления. Клапан отжимается в верхнее
положение. Жидкость из полости
штока выталкивается в полость плун-
жера через центральное отверстие в
плунжере и через отверстие и пазы
клапана, а в полость цилиндра — че-
рез боковые отверстия в стенке што-
ка. Из плунжера в полость цилиндра
жидкость поступает через боковые
отверстия плунжера. За счет сопро-
тивления при протекании жидкости
в полость цилиндра и сжатия азота
происходит торможение штока. При
дальнейшем перемещении штока пор-
шень плунжера перекрывает боковые
отверстия в стенке штока, что увели-
чивает торможение штока.
При уменьшении внешних нагру-
зок сжатый азот начинает возвра-
щать шток 4 в первоначальное поло-
жение (обратный ход). Клапан от-
жимается в нижнее положение, и
жидкость из полости цилиндра про-
талкивается в полость штока только
через центральное отверстие в клапа-
не, при этом происходит более интен-
сивное торможение штока. При даль-
нейшем перемещении штока осво-
бождаются боковые отверстия в нем
и интенсивность торможения штока в
конце обратного хода уменьшается.
Таким образом, конструкция
амортизатора передней опоры шас-
си позволяет изменять его жесткость
в зависимости от нагрузок, действую-
щих на переднюю опору. При малых
нагрузках из-за большого числа отк-
рытых отверстий для перетекания
жидкости работает в основном толь-
ко газ — амортизатор «мягкий». При
больших нагрузках, действующих на
переднюю опору, в работу подключа-
ется и жидкость, перетекая через
ограниченное число отверстий,—
амортизатор становится «жестким» и
хорошо рассеивает энергию удара.
Тормозное колесо К2116 состоит
из отлитых из магниевого сплава ба-
рабана, двух полуреборд и смонти-
рованной на них камерной шины. Для
облегчения монтажа шины на бара-
бан полуреборды выполнены съемны-
ми. В снаряженном колесе полуре-
борды удерживаются от перемеще-
ния в осевом направлении буртиком
барабана, а от проворота шпонками,
закрепленными на барабане. Между
собой полуреборды соединяются с по-
мощью соединительных планок и бол-
тов.
Колесо вращается на конических
роликоподшипниках, наружные коль-
ца которых запрессованы в специаль-
ные гнезда ступицы барабана, а внут-
ренние обоймы монтируются на оси
шасси и затягиваются гайкой.
Для обеспечения осевого эксплуа-
тационного зазора в роликоподшип-
никах между торцами внутренних
обойм устанавливается распорная
втулка. С внешних сторон подшип-
ники защищены от засорения и выте-
кания смазки специальными сальни-
ками. С целью защиты внутренних
полостей колеса от попадания грязи
на обоих сторонах барабана установ-
лены защитные щитки.
4.3. Основная опора шасси
Каждая опора (рис. 4.4) пред-
ставляет собой амортизационную
стойку 2 с тормозным колесом
КТ135Д (КТ135) 12.
Стойка крепится к кронштейну 5
навески с помощью переднего и зад-
него узлов. Передний узел представ-
ляет собой проушину в кронштейне
навески, в которую входит головка
рычага стойки. Головка рычага кре-
пится в проушине с помощью полой
оси 7. Задний узел представляет со-
бой проушину в кронштейне навески,
в которую входит верхняя головка
шатуна 6\ нижняя головка шатуна
входит в проушину на штоке 8 амор-
тизатора. Шатун фиксируется в про-
ушинах с помощью болтов.
К нижнему узлу амортизационной
стойки крепится ось 10 колеса и
кронштейн 1 разрядника. Ось колеса
пустотелая, со стороны нижнего уз-
ла стойки закрыта заглушкой, а со
стороны установки колеса на внут-
53
Рис. 4.4. Основная опора:
1—кронштейн разрядника; 2—амортизаци-
онная стойка; 3—шарнирная проводка сис-
темы торможения; 4—винт; 5—кронштейн
навески опоры; 6—шатун; 7—полая ось;
8—шток амортизатора; 9—болт; 10—ось
колеса; гайка; 12—колесо КТ135Д
(КТ135)
ренней поверхности оси выполнена
резьба для установки гайки 11. Шли-
цы на наружной поверхности оси слу-
жат для фиксации корпуса тормоза
от проворота.
На стойке крепится трубопровод
системы торможения колес. Узлы на-
вески стоек защищены обтекателями
консолей, с внешней стороны которых
установлены трафареты СТОЙКА
ОСНОВНОЙ ОПОРЫ САМОЛЕТА
с основными данными амортизатора,
колеса и пневматика.
Амортизационная стойка основ-
ной опоры (рис. 4.5) представляет
собой цилиндр 1, к которому прива-
рены рычаг 2 и нижний узел 12. Ры-
чаг служит для крепления к передне-
му узлу навески основной опоры,
нижний узел — для крепления оси
колеса.
В цилиндре смонтирован однока-
мерный, жидкостно-газовый аморти-
затор с рычажной подвеской. Рабо-
чий объем амортизатора образован
полостями цилиндра и штока. Шток
сварной, головка штока имеет проу-
шину для крепления шатуна. В гнез-
до, расположенное в задней части го-
ловки штока, ввернута трубка 4 для
зарядки амортизатора жидкостью и
ограничения уровня жидкости в
амортизаторе и штуцер 3 для заряд-
ки амортизатора азотом. В нижней
части штока выполнены две кольце-
вые канавки для установки уплотни-
тельных пакетов. Нижний узел што-
ка состоит из упора 9, клапана 13 и
гайки 11. Упор фиксируется между
буртом на штоке и торцом гайки.
Гайка ввернута в шток и зафиксиро-
вана винтом 10. Отверстия в центре
54
упора и гайки предназначены для пе-
ретекания жидкости.
Клапан установлен между упором
и гайкой и свободно скользит при
работе амортизатора. Пазы пере-
менного сечения в клапане перекры-
ваются стенкой гайки в крайнем ниж-
нем положении клапана. Открытым
остается центральное отверстие кла-
пана. Букса 6, по которой скользит
шток при работе амортизатора, ввер-
нута в цилиндр и застопорена хвос-
товиком масленки 7.
Начальное давление газа при тем-
пературе окружающего воздуха
(20±5) °C равно (45±2) кгс/см2
[(4,5±0,2) МПа], диаметр штока
составляет 90 мм, а его ход — (122 ±
±1) мм.
Амортизатор работает следую-
щим образом (рис. 4.6). При отсутст-
вии внешних сил шток 1 занимает
10
11
в
9
13
4
Рис. 4.5. Амортизационная стойка:
/ — цилиндр амортизатора; 2—рычаг;
3—зарядный штуцер; 4—трубка; 5—
шток; б—букса; 7—масленка; 8—об-
ратный клапан; 9—упор; 10—винт;
11—гайка; 12—нижний узел;	13—
клапан

55

Рис. 4.6. Схема работы амортизатора:
а—амортизатор не обжат; б—прямой ход амортизатора; в—обратный ход амортизатора; 1—шток;
2—цилиндр; 3—клапан; 4—букса
крайнее верхнее положение. При
этом торец верхнего пояса штока
упирается в торец буксы 4. Жидкость
из полости штока перетекает в по-
лость цилиндра через центральное
отверстие в клапане 3.
При обжатии амортизационной
стойки рычаг стойки поворачивается
вокруг оси переднего узла подвески
стойки, а шток перемещается вниз
(прямой ход). При этом клапан под
давлением жидкости перемещается в
крайнее верхнее положение. Жид-
кость из цилиндра проталкивается в
полость штока через все отверстия
клапана. Перемещение штока вниз
приводит к уменьшению рабочего
объема амортизатора и дополнитель-
ному сжатию азота. За счет сопро-
тивления при перетекании жидкости
из полости цилиндра в полость што-
ка и сжатия азота происходит
торможение штока на прямом
ходе.
При уменьшении внешних нагру-
зок сжатый азот начинает
возвращать шток в первоначальное
положение (обратный ход). Клапан
отжимается в нижнее положение, и
жидкость из полости штока протал-
кивается в полость цилиндра только
через центральное отверстие в кла-
пане, при этом происходит более
интенсивное торможение штока.
Тормозное колесо КТ135Д (рис.
4.7) состоит из колеса и тормозного
устройства. На барабане 1 и реборде
колеса 12 смонтирована камерная
шина. Для облегчения монтажа ши-
ны реборда выполнена съемной. От
осевого смещения реборда удержи-
вается стопорным кольцом 13, а от
проворота — шпонками 11.
Колесо вращается в конических
роликоподшипниках 9 и 14, наруж-
ные кольца которых запрессованы в
гнезда ступицы барабана, а внутрен-
ние кольца смонтированы на втул-
ке 15. Последняя обеспечивает мон-
таж колеса на оси шасси вместе с
тормозным устройством.
Для обеспечения осевого эксплуа-
тационного зазора в роликоподшип-
никах между торцами их внутренних
колец установлена распорная втулка
10. От засорения и вытекания смазки
с внешних сторон подшипники защи-
щены специальными в сальниками.
Колесо оборудовано дисковым
тормозным устройством с гидравли-
ческим приводом. Тормозное устрой-
ство состоит из корпуса тормоза 8,
компенсационного кольца 23, блока
цилиндров 20, трех биметаллических
56
1
л-л
25 26 27	1	2345678	9	10	11 12
Рис. 4.7. Тормозное колесо КТ135Д:
/—барабан; 2—опорная чашка; 3—пружина; 4—стержень; 5—крышка; 6—нажимной диск; 7—на-
правляющая; 8—корпус тормоза; 9, 14—роликоподшипники; 10—распорная втулка; //—шпонка; 12—
реборда; 13—стопорное кольцо; 15—втулка; 16—вентиль; /7—биметаллический диск; 18—металло-
керамический диск; 19—винт; 20—блок цилиндров; 21—гильза; 22—поршень; 23—компенсационное
кольцо; 24-;-специальный болт; 25—инерционный датчик; 26, 27—шестерни; 28—термосвидетель; 29—
пломба; 30—указатель
57
дисков 17, четырех металлокерами-
ческих дисков 18, нажимного диска
6, поршней 22 с уплотнительными
кольцами, шести узлов растормажи-
вания и трех термосвидетелей 28, ус-
тановленных на блоке цилиндров и
служащих для сигнализации о перег-
реве колеса. Корпус тормоза крепит-
ся на оси колеса с помощью семи
пазов, имеющихся на его внутренней
поверхности.
Блок цилиндров прикреплен к
корпусу тормоза четырьмя болтами
24, которые удерживают блок ци-
линдров от проворота. В блоке ци-
линдров выполнено шесть гнезд, сое-
диненных между собой кольцевым
каналом для протекания гидрожид-
кости. В гнезда ввернуты гильзы 21,
в которые помещены поршни 22. В
колодцах блока цилиндров установ-
лены узлы растормаживания, каж-
дый из которых состоит из стержня 4,
опорной чашки 2, пружины 3, крыш-
. ки 5, прикрепленной к блоку цилинд-
ров винтами. На фланце корпуса
тормоза и нажимном диске закрепле-
ны заклепками биметаллические сек-
торы. Нажимной диск соединен с бло-
ком цилиндров с помощью стержней
4 узлов растормаживания. Своими
шипами нажимной диск входит в па-
зы корпуса тормоза и может переме-
щаться вдоль оси блока цилиндров и
корпуса тормоза.
Вращающие металлокерамичес-
кие диски своими шипами входят в
направляющие колеса, которые зак-
реплены в семи пазах, располо-
женных на внутренней части обода
барабана. Вращаясь вместе с коле-
сом, металлокерамические диски мо-
гут перемещаться по направляющим
вдоль его оси.
Невращающиеся биметалличес-
кие диски состоят из каркаса и фрик-
ционных секторов-накладок. Шипы
биметаллических дисков входят в
направляющие пазы корпуса тормоза
и свободно перемещаются вдоль па-
зов.
Поверхности металлокерамичес-
ких и биметаллических дисков обра-
зуют фрикционные пары трения.
Торможение колеса осуществля-
ется за счет сжатия вращающихся
и невращающихся дисков между со-
бой с помощью нажимного диска под
действием давления гидрожидкости,
воздействующего на поршни блока
цилиндров.
Шарнирная проводка системы
торможения подсоединяется непо-
средственно к блоку цилиндров.
Узлы растормаживания предназ-
начены для возвращения нажимного
диска в исходное положение после
сброса давления.
Для контроля за износом фрик-
ционных дисков и максимально до-
пустимым выходом поршней тормоз
снабжен указателем износа 30, уста-
новленным на нажимном диске и выс-
тупающим наружу со стороны блока
цилиндров.
Если указатель износа дисков на-
ходится заподлицо с поверхностью
гнезда в блоке цилиндров, колесо
демонтируется и переставляется за
корпус тормоза компенсационное
кольцо, если оно не было перестанов-
лено.
В противном случае тормоз-
ные диски подлежат замене.
Для эффективного торможения
самолета и предохранения колеса от
юза на колесе КТ135Д установлен
инерционный датчик 25, закреплен-
ный на кронштейне блока цилиндров
винтами, на колесе КТ 135 такой дат-
чик отсутствует.
4.4. Предполетный осмотр
и техническое обслуживание
При оценке технического состоя-
ния шасси командир воздушного
судна обязан проверить правиль-
ность зарядки пневматиков (расстоя-
ние от земли до реборды на переднем
колесе должно быть не менее 100 мм,
на основных колесах — не менее
130 мм), убедиться в отсутствии
подтекания гидрожидкости из амор-
тизаторов и тормозного устрой-
ства.
58
При подтекании гидрожидкости
из амортизаторов передних и основ-
ных опор вылет самолета с проме-
жуточного аэродрома до аэродрома
базирования разрешается только в
случае, если обжатие амортизаторов
не выходит за пределы норм. О нор-
мальной зарядке амортизационных
стоек судят по стояночному обжатию,
равному не более 60 мм по шкале ко-
жуха на передней опоре и не менее
20 мм видимой части штока на основ-
ной опоре.
При техническом обслуживании
шасси по форме Б предусматрива-
ется осмотр покрышек колес шасси,
проверка температуры барабанов ос-
новных опор шасси, проверка состоя-
ния термосвидетелей.
При осмотре колес необходимо
иметь в виду, что на основной опо-
ре не допускаются:
ослабление затяжки гайки креп-
ления колеса;
нарушение контровок (особое
внимание необходимо обратить на
целостность контровки термосвиде-
телей);
трещины и забоины на реборде
и барабане колеса;
течь смазки и гидрожидкости из
тормоза;
нарушение лакокрасочного пок-
рытия, коррозия.
На передней опоре не допуска-
ются:
ослабление затяжки гайки креп-
ления колеса и контровочного болта
гайки;
нарушение контровок;
трещины, забоины на барабане
колеса, полуребордах, планках, стя-
гивающих полуреборды;
течь смазки через уплотнения
роликоподшипников.
При осмотре покрышек колес
необходимо иметь в виду, что не до-
пускаются:
механические повреждения и про-
колы покровной резины с поврежде-
нием нитей корда;
боковой износ шин со стороны
несъемной реборды тормозного коле-
са;
истирание протектора до дна од-
ной из канавок;
истирание протектора до появле-
ния корда;
отслоение покровной резины;
трещины по покровной резине с
обнажением корда;
смещение контрольных меток на
барабане колеса и шине.
Для проверки температурного ре-
жима колеса необходимо по истече-
нии 15 мин после торможения изме-
рить температуру несъемного борта
барабана, которая не должна пре-
вышать 60 °C (ладонь терпит дли-
тельное прикосновение к несъемному
борту барабана).
В случае прерванного взлета ба-
рабаны колес охлаждаются водой.
Термосвидетели проверяются после
торможения не ранее чем через
20 мин. При одновременном выплав-
лении трех термосвидетелей колес
тормоз и шина бракуются. При вып-
лавлении одного или двух термосви-
детелей шина, колесо и тормоз под-
лежат осмотру.
Новые термосвидетели устанав-
ливаются при отсутствии следующих
дефектов:
изменение цвета или шелушение
лакокрасочного покрытия на бортах
барабана и блока цилиндров;
оплавление бортов шины;
потеря герметичности тормоза.
После этого шина, колесо и тор-
моз допускаются к дальнейшей экс-
плуатации. За период эксплуатации
допускается выплавление термосви-
детелей по одному — шесть раз, по
два — три раза.
При последующем выплавлении
термосвидетелей колесо и тормоз
бракуются.
Не допускается эксплуатация
колеса с неопломбированными тер-
мосвидетелями.
Г л а в а 5
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
5.1. Общая характеристика
5.2. Сеть источников
авления
Гидравлическая система самоле-
та предназначена для выпуска и
уборки закрылков, выпуска интер-
цепторов, торможения колес основ-
ных опор шасси, управления по-
воротом колеса передней опоры
шасси.
Гидравлическая система работает
от блока питания БПЭ-1 с электро-
приводом. Рабочее давление в гидро-
системе составляет НО... 150 кгс/см2
(11...15 МПа). В систему включен
гидроаккумулятор, который предотв-
ращает частое включение блока пи-
тания и обеспечивает при неработаю-
щем блоке питания выпуск интерцеп-
торов и затормаживание колес основ-
ных опор шасси. В качестве рабо-
чей жидкости в гидросистеме приме-
нено минеральное масло АМГ-10. Об-
щая вместимость гидросистемы око-
ло 7,5 л.
В гидравлическую систему (рис.
5.1) входят сети:
источников давления, выпуска и
уборки закрылков, выпуска и уборки
интерцепторов, торможения колес,
поворота колеса передней опо-
ры.
Управление выпуском и уборкой
закрылков, выпуском интерцепторов
и включение системы поворота коле-
са передней опоры шасси осуществ-
ляется дистанционно с помощью
электрогидравлических кранов. Уп-
равление поворотом колеса передней
опоры шасси и торможением колес
основных опор шасси осуществляет-
ся от педалей пульта ножного управ-
ления с помощью гидравлических
распределительных кранов.
Для защиты от забросов давле-
ния по линиям слива при работе
смежных сетей за кранами управле-
ния закрылками, интерцепторами и
поворотом колеса передней опоры
шасси установлены обратные клапа-
ны 9.
Сеть источников давления (рис.
5.2) предназначена для создания
давления рабочей жидкости, необхо-
димого для работы потребителей. В
состав сети входят: гидробак 5,
гидроаккумулятор 22, блок питания
с электродвигателем (БПЭ-1) 7, гид-
равлический фильтр 6, воздушный
фильтр /, органы управления и при-
боры контроля работы сети- источ-
ников давления. Источниками давле-
ния гидросистемы являются блок пи-
тания и гидроаккумулятор.
Гидробак вместимостью 4,8 л ус-
тановлен на переднем лонжероне
центроплана крыла. Уровень жид-
кости в гидробаке контролируется-по
мерному стеклу, установленному на
баке и имеющему градуировку от 1 до
4 л через каждые 0,5 л, затененные
участки на отметках 2,5 и 4 л — поля
допусков; При разряженном гидро-
аккумуляторе количество жидкости в
гидробаке должно быть в пределах
4±о:4 л, при рабочем давлении в гид-
роаккумуляторе —2,5^оД л.
Контроль заправки гидробака
осуществляется из пассажирской ка-
бины при открытой второй от шпанго-
ута № 9 потолочной панели.
Корпус гидробака (рис. 5.3) состоит
из стенки 28 и двух боковин 11 и 27. Свер-
ху в бак вварена заливная горловина 23
и гнездо 13, в которое вворачивается
угольник для присоединения трубопрово-
да дренажа, снизу — отстойник 29. В за-
ливную горловину вставляется фильтр
24, который состоит из головки 15 и при-
варенного к ней стакана, служащего для
предохранения бронзовой сетки от меха-
нических повреждений и фиксации
фильтра в горловине. В стакане имеются
три ряда отверстий диаметром по 10 мм.
Стакан удерживается в горловине с по-
мощью стопорного кольца 17. На горло-
вину устанавливается стальная крышка
20. В крышке имеется клапан 21, который
при закрытом положении крышки
прижимается пружиной* 18 к устанавли-
ваемой на горловине резиновой уплот-
60
Рис. 5.1. Принципиальная схема гидросистемы:
1—электропрнводной блок питания БПЭ-1; 2—фильтр тонкой очистки;
3—гидробак; 4—воздушный фильтр; 5—сливной кран; б—гидроакку-
мулятор; 7—датчик ИМД-240 манометра гидроаккумулятора; 8—шту-
цер;9—обратный клапан; 10—электромагнитный кран ГА184У; //—кран
поворота; 12—кран переключения; 13—рулевой цилиндр; 14—
электромагнитный кран ГА163Т/16;	15, 20—рукава; 16, 23—
челночные клапаны; 17—автомат управления закрылками АУЗ-02А; 18—
гидроцилиндр выпуска-уборки закрылков; 19—гидроцилиндр корневого
интерцептора; 21—гидроцилиндр концевого интерцептора; 22—агрегат
торможения колес АТК-02; 24—шарнирная проводка; 25—тормозное
колесо; 26—инерционный датчик УА27АМ; 27—дроссель УГ102/1-5;
28—электромагнитный кран УЭ24/1-2; 29—гидравлический выключа-
тель УГ34/1
6
Поворот колеса передней опоры Выпуск и уварка закрылков
Выпуск и уварка интерцепторов
Торможение колес
нительиой прокладке 22, создавая гер-
метичность в соединении крышки с гор-
ловиной. Крышка на горловине удержи-
вается с помощью двух винтов 16. Для
этой цели в корпусе имеются пазы под
головки винтов. Для фиксации крышки
необходимо попасть пазами в головки
винтов, слегка нажать и повернуть по
часовой стрелке. Место соединения меж-
ду собой крышки и клапана защищено
полиэтиленовой заглушкой 19.
Дренаж заправочной горловины осу-
ществляется с помощью трубопровода,
выходящего в носовую часть центропла-
на крыла с правой стороны. Рабочая
жидкость из бака забирается через шту-
цер 1, ввернутый в горловину. К штуцеру
со стороны внутренней полости бака при-
варен патрубок, имеющий два всасы-
вающих отверстия диаметром по 8 мм.
С помощью данного патрубка жидкость
забирается из центральной нижней части
бака.
Слив жидкости в бак осуществляется
через штуцер 3, ввернутый в переходник
4 сливного фильтра. К переходнику при-
варен каркас в форме стакана 5 с отверс-
тиями на боковой поверхности диамет-
ром по 10 мм. Каркас обтянут полутом-
паковой сеткой 6.
Слив жидкости из бака осуществля-
ется из отстойника гидробака через шту-
цер 30 и соединенный с ним с помощью
трубопровода кран слива 9 (см. рис. 5.2),
SI откл
200/115В
19
36 В
нс
АВТОМ
of "II
20
Выпуск интерцепторов
Поворот колеса передней опоры
Торможение колес
Выпуск и уборка закрылков
Рис. 5.2. Функциональная схема сети источников давления:
1—воздушный фильтр; 2—клапан избыточного давления; 3—вакуумный клапан; 4—фильтроэлемент;
5—гидробак; б—гидравлический фильтр; 7—блок питания с электроприводом (БПЭ-1); 8—электродви-
гатель МТ-800; 9—сливной кран; 10—гидронасос; 11—фильтр; 12, 14, 18—обратные клапаны; 13—
демпфер; 15—тройник; 16—перепускной клапан; 17—предохранительный клапан; 19—клапан разгрузки;
20—микровыключатель; 21—датчик давления ИМД-240;	22—гидроаккумулятор; 23—зарядный
клапан
РУЧНОЕ

О"Дренаж
Ю
11
12
/4
Р аккум.
Условные обозначения
линия всасывания
линия нагнетания
линия слива
линия дренажа
электрическая
связь
62
18
19
Рис. 5.3. Гидробак:
1—штуцер всасывания; 2—горловина; 3—штуцер слива; 4—переходник; 5—стакан; 6—полутампа-
ковая сетка; 7—труба; 8—фильтр; 9—угольник; 10—кронштейн; 11, 27—боковины; 12—трубопро-
вод дренажа; 13—гнездо; 14—донышко; 15—головка; 16—винт; 17—опорное кольцо; 18—пружина;
19—заглушка; 20—крышка; 21—клапан; 22—уплотнительная прокладка; 23—заливная горловина;
24—фильтр; 25—стакан горловины; 26—мерное стекло; 28—стенка; 29—отстойник; 30—штуцер
размещенный в носовой части обтекателя
правой консоли шасси.
Воздушный фильтр, используе-
мый в системе дренажа гидробака,
снабжен устройствами, обеспечи-
вающими очистку воздуха, подвод
воздуха при засорении фильтроэле-
ментов, защиту гидробака от чрез-
мерного повышения и понижения
давления, сбор и отвод конденсата.
Воздушный фильтр установлен на
гидробаке.
Основными элементами воздушного
фильтра (рис. 5.4) являются: фильтро-
элемент 6, стакан 18, обтянутый защит-
ной тканью 19, головка 13 с клапанами
избыточного давления 12 и вакуумным
14 и элементы, обеспечивающие креп-
ление фильтра.
Очистка воздуха, поступающего во
внутреннюю полость фильтра, осуществ-
ляется с помощью фильтроэлемента. В
случае забивки фильтроэлемента воздух
в гидробак поступает через вакуумный
клапан, который сообщается с атмос-
ферой через защищенные полутампако-
вой сеткой отверстия в гайке 15. Ваку-
умный клапан открывается при перепаде
давления (0, lio.w) кгс/см2 [(lOd:2)
кПа]. В случае возникновения в гидроба-
ке избыточного давления более
(0,13io,об) кгс/см2 [(13is) кПа] оно
стравится через клапан избыточного дав-
ления. К штуцеру клапана избыточного
давления присоединена труба 22 для от-
вода конденсата. Второй конец отводной
трубы направлен в корыто 7 поддона. Для
отвода конденсата из корыта в нем име-
ется отверстие, в которое вваривается
трубка 8, идущая в носовую часть правой
половины центроплана крыла. Поддон
в сборе с фильтроэлементами присоеди-
няется к головке фильтра с помощью
хомута 5.
63

A-A
17
18
19
20
21
10
20—крышка; 21—болт
Рис. 5.4. Воздушный фильтр:
угольник; 2—контргайка; 3—болт; 4—патрубок; 5—
хомут; 6—фильтроэлемент; 7—корыто поддона; 8, 22—
трубы; 9—колодка; 10—прижимной винт; 11—штуцер;
12—клапан избыточного давления; 13—головка фильтра;
14—вакуумный клапан; 15—гайка; 16—полутомпаковая
сетка; 17—уплотнительное кольцо; 18—стакан; 19—за-
щитная ткань АМ-100 «ОП»;

64
Воздух в гидробак поступает из внут-
ренней полости фильтра через патру-
бок 4, приваренный к угольнику 1, вво-
рачиваемому в головку фильтра. Длина
патрубка выбрана из такого расчета, что-
бы при полете с отрицательными пере-
грузками нижний срез патрубка был ни-
же уровня жидкости в баке, чем предот-
вращается вытекание жидкости из бака
через трубопровод дренажа.
Гидравлический фильтр с тон-
костью фильтрации 12—16 мкм пред-
назначен для тонкой очистки жид-
кости и установлен в линии слива
жидкости в гидробак. Фильтр распо-
ложен в носовой части правой кон-
соли шасси.
Фильтр (рис. 5.5) состоит из корпу-
са 1, отстойного стакана 7, фильтроэле-
мента 8, перепускного 2 и отсечного 3 кла-
панов. В корпусе имеются два гнезда, в
которые вворачиваются штуцер подвода
и штуцер отвода гидрожидкости. Нап-
равление движения жидкости через
фильтр обозначается стрелкой, нанесен-
ной на верхнюю часть крышки. Фильт-
рующий элемент выполнен из никелевой
сетки саржевого плетения. Перепускной
и отсечный клапаны устанавливаются
Рис. 5.5. Фильтр:
а—схема нормальной работы фильтра; б—схема работы перепускного клапана; в—схема работы пе
рекрывного устройства; 1—корпус; 2—перепускной клапан;
пускного клапана; 5—резиновое кольцо; 6—фторопластовое
3—отсечный клапан; 4
кольцо; 7—отстойный
седло пере-
стакан; 8—
34
ильтроэлемент
3 Зак. 1663
65
АЗОТНАЯ ПОЛОСТЬ
внутри корпуса фильтра. Каждый из них
состоит из клапана и пружины.
Подводимая к фильтру жидкость пос-
тупает в полость между стаканом и филь-
трующим элементом. Через поры в фильт-
роэлементе жидкость проходит внутрь
него и далее через открытый отсечный
клапан в линию отвода жидкости.
Рис. 5.6. Гидроаккумулятор:
1—угольник; 2, 7—крышки; 3—поршень; 4, 10—
резиновые кольца; 5—уплотнительный пакет; 6—
цилиндр; 8—зарядный клапан; 9—медное кольцо
При засорении фильтроэлемента —
при перепаде давления на фильтроэле-
менте более (7-?) кгс/см2 [(O,71oj)
МПа] — открывается перепускной кла-
пан и обеспечивает проход жидкости че-
рез фильтр без фильтрации.
При снятом фильтроэлементе отсеч-
ный клапан фильтра закрывается, пере-
крывая линию отвода жидкости от фильт-
ра, а линия подвода жидкости к фильтру
перекрывается перепускным клапаном,
который под действием пружины садится
на седло 4. Благодаря такой конструкции
клапанов при снятии отстойного стакана
с фильтроэлементом не происходит слива
жидкости из трубопроводов, присоеди-
ненных к фильтру.
Гидроаккумулятор, установлен-
ный в сети источников давления,
азотно-жидкостный, с вместимостью
газовой полости 2500 см 3 и давлени-
ем зарядки ее азотом (60±5) кг/см 2
[(6±0,5) МПа]. Гидроаккумулятор
закреплен на стенке шпангоута № 1.
Гидроаккумулятор (рис. 5.6) состоит
из цилиндра 6 с приваренной к нему ниж-
ней крышкой 7, верхней крышки 2 и порш-
ня 3. Все детали, за исключением порш-
ня, изготовлены из нержавеющей стали.
Поршень изготовлен из титанового спла-
ва, он свободно перемещается внутри
корпуса и является перегородкой, разде-
ляющей жидкостную и газовую полости
аккумулятора. На нижней крышке гидро-
аккумулятора имеется зарядный кла-
пан 8.
Блок питания БПЭ-1 (рис. 5.7)
представляет собой агрегат, в корпу-
се которого расположены и соедине-
ны между собой каналами следую-
щие элементы: гидравлический акси-
ально-поршневой насос 1 постоянной
подачи; клапан разгрузки 4 с микро-
выключателем 5; перепускной 8 и
предохранительный 6 клапаны;
фильтроэлемент 2 с перепускным кла-
паном 3; демпфер 10; три обратных
клапана 7, 9, 11.
Привод насоса осуществляется с
помощью электродвигателя 12 пере-
менного трехфазного тока через при-
водную рессору. Для этой цели в при-
66
Рис. 5.7. Блок питания с электроприводом БПЭ-1:
/--насос; 2—фильтроэлемент; 3, 8—перепускные клапаны; 4—клапан разгрузки; 5—микровыключа-
тель; 6—предохранительный клапан; 7, 9, 11—обратные клапаны; 10—демпфер; 12—электро-
двигатель МТ-800 .
водном вале насоса имеются внутрен-
ние шлицы для соединения с рессо-
рой. Электродвигатель соединен с
блоком питания с помощью шпилек.
Блок питания установлен в передней
части обтекателя правой консоли
шасси. Подача насоса при давлении
на входе 1. кгс/см 2 (0,1 МПа), дав-
лении нагнетания 145... 150 кгс/см 2
(14,5... 15 МПа), температуре окру-
жающей среды и рабочей жидкости
(25 ±10) °C составляет не менее
2,5 л/мин (в конце ресурса не менее
2,0 л/мин).
Управление насосной станцией
блока питания осуществляется пе-
реключателем НС, установленным в
кабине экипажа на передней нак-
лонной панели левого пульта (рис.
5.8). Переключатель имеет три поло-
67
| ПЕРЕДН КОЛЕСО НЕТ УПР |
откл
О] откл
НС
АВТОМ
УПР ПЕРЕДН
КОЛЕСОМ
Педали пульта ножного
управления
Рис. 5.8. Органы управления и
приборы контроля гидросистемы
потяни кнопку,
нажми пЕдали,
отпусти кнопку
НА СТОЯНКЕ:
нажми педали,
потяни кнопку,
отпусти педали
откл
РУЧНОЕ
ЛЕВ ПРАВ
АНТИЮЗ
жения — АВТОМ, РУЧНОЕ и ОТКЛ.
Насосная станция работает в ав-
томатическом режиме, когда пере-
ключатель находится в положении
АВТОМ. Два других положения ис-
пользуются для ручного включения и
отключения станции. Положение
РУЧНОЕ введено на случай отказа
электроцепи управления насосной
станцией при переключателе, уста-
новленном в положении АВТОМ.
О включении электродвигателя
насосной станции сигнализирует
желтое табло НС РАБОТА, располо-
женное рядом с переключателем.
Давление в гидросистеме, точнее, в
магистрали гидросистемы, в которой
установлен гидроаккумулятор, конт-
ролируется по указателю ДАВ Л В
Г-АКК.
Работа сети. Питание насосной
станции блока БПЭ-1 происходит по
линии всасывания из гидробака. Гид-
робак не имеет наддува, поэтому для
создания подпора жидкости на входе
в насосную станцию он установлен
выше блока питания.
При работе насосной станции бло-
ка питания рабочая жидкость через
фильтр 11 (см. рис. 5.2), обратный
68
клапан /2, вмонтированные в блок
питания, подается к электромагнит-
ным кранам управления сетями вы-
пуска-уборки закрылков и поворотом
колеса передней опоры шасси. Кроме
того, жидкость через обратный кла-
пан 14 подается в гидроаккумулятор
22, к агрегатам торможения колес
шасси и электромагнитному крану
управления интерцепторами.
Поддержание давления в системе
в заданных пределах в блоке питания
обеспечивает клапан разгрузки 19 с
микровыключателем 20. При дости-
жения давления в системе (150 +
+10) кгс/см 2 [(15+1) МПа], ког-
да переключатель НС находится в по-
ложении АВТОМ, клапан разгрузки
с помощью микровыключателя авто-
матически размыкает цепь питания
электродвигателя 8, а также замыка-
ет ее при падении давления в гидро-
системе ниже (110±12) кгс/см 2
[(11±Ь) МПа].
При постоянно работающем элек-
тродвигателе, что наблюдается в
двух случаях: при включении управ-
ления поворотом колеса передней
опоры шасси при одновременном об-
жатии амортизатора передней опоры
и переключателе НС, находящемся
в положении АВТОМ, или при поста-
новке переключателя НС в положе-
ние РУЧНОЕ, клапан разгрузки ав-
томатически переводит насосную
станцию на режим холостого хода
при достижении давления в системе
(150+10) кгс/см2 [(15+1) МПа]
путем перепуска гидрожидкости из
магистрали нагнетания в магистраль
слива или на режим загрузки при
падении давления ниже (ИО+г)
кгс/см 2 [(11+0,2) МПа].
Для предохранения системы от
чрезмерного повышения давления в
блок питания вмонтирован предох-
ранительный клапан /7, отрегулиро-
ванный на открытие при повышении
давления выше (175+15) кгс/см 2
[(17,5+1,5) МПа] и закрытие при
понижении давления не ниже
155 кгс/ см 2 (15,5 МПа).
Зарядка гидроаккумулятора про-
исходит во всех случаях, когда давле-
ние в сети превышает давление в ак-
кумуляторе. Разрядка гидроаккуму-
лятора происходит непосредственно
в сеть торможения колес шасси и
управления интерцепторами, а также
в общую сеть нагнетания через пере-
пускной клаган 16 блока питания.
Перепуск юй клапан подключает
гидроаккумулятор к общей сети
нагнетания при повышении дав-
ления в нем выше (120±s) кгс/см2
[(12±o:s) МПа] и отключает от об-
щей сети при снижении давления в
гидроаккумуляторе до значения не
менее 105 кгс/см 2 (10,5 МПа). Та-
ким образом, при потере давления в
общей сети в гидроаккумуляторе сох-
раняется давление, достаточное для
торможения колес шасси и управле-
ния интерцепторами.
Давление (60±5) кгс/см 2 [(6 +
±0,5) МПа] начальной зарядки га-
зовой полости гидроаккумулятора
азотом обусловлено необходимостью
получения из аккумулятора макси-
мального объема жидкости для сети
торможения колес при неработаю-
щем насосе блока питания.
Для подключения к сети маномет-
ра с целью контроля давления рабо-
чей жидкости в общей линии нагне-
тания РНаГн предусмотрен тройник 15
со свободным штуцером, закрытым
заглушкой.
5.3. Управление поворотом
колеса передней
опоры шасси
Система поворота колеса перед-
ней опоры предназначена для выдер-
живания направления движения са-
молета при разбеге, пробеге и руле-
нии. Система поворота колеса перед-
ней опоры (рис. 5.9) включает в себя
электромагнитный кран ГА184У,
кран поворота РЛО-5-1, кран перек-
лючения, рулевой цилиндр, концевой
выключатель, пружинную тягу и тягу
обратной связи, переключатель УПР.
ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ, установлен-
ный на наклонной панели левого
пульта пилотов, желтое табло ПЕ-
Рис. 5.9. Система поворота колеса передней
опоры:
/—выключатель; 2—табло; 3—концевой выключа-
тель; 4—обратный клапан; 5—электромагнитный
кран ГА184У; 6—кран поворота; 7—кран пе-
реключения; 8—рулевой цилиндр
РЕДН. КОЛЕСО — НЕТ УПР., раз-
мещенное на верхнем пульте пило-
тов (см. рис. 5.8).
Механическая часть системы по-
ворота колеса передней опоры (рис.
5.10) обеспечивает связь крана пово-
рота через качалку 4 и пружинную
тягу 3 с сектором пульта ножного
управления /, а через качалку 14 и
тягу обратной связи 6 с качалкой 7,
закрепленной на валу рулевого ци-
линдра. Вал рулевого цилиндра сое-
динен с поворотным узлом 12, качал-
кой 11 и звеном 13.
Пружинная тяга (рис. 5.11) обес-
печивает возможность управления
рулями направления при отказе сис-
темы управления поворотом колеса
передней опоры шасси за счет воз-
можности сжатия пружины 5.
Гидравлическая часть (сеть) сис-
темы поворота колеса передней опо-
ры включает в себя электромагнит-
ный кран ГА-184У, кран поворота,
кран переключения, рулевой цилиндр
и соединяющие их трубопроводы.
Электромагнитный кран ГА184У
служит для соединения магистрали
70
нагнетания гидросистемы с системой
поворота, установлен в нише перед-
ней опоры шасси на стенке левой
балки у шпангоута № 5.
При обесточенном электромагните
крана ГА184У (рис. 5.12) его золотник 8
обеспечивает соединение линии подвода
жидкости к крану поворота (штуцер
2 цил.) с линией слива (штуцер Бак 4),
а линию нагнетания (штуцер Насос J) с
заглушенным штуцером 3 цил.
При включении электромагнита якорь
3 перемещает шарик 2 в левое
крайнее положение, перекрывает доступ
жидкости из линии нагнетания (Насос /)
в полость 6 и соединяет эту полость через
каналы 5 и 4 со сливом. Золотник 8 под
действием давления жидкости в полости
9 перемещается вправо, сжимает пружи-
ну и перемещает поршень 7 в правое
крайнее положение. В этом положении
золотник соединяет линию нагнетания
(штуцер Насос /) с линией подвода жид-
кости к крану поворота (штуцер 2 цил.),
а канал заглушенного штуцера 3 цил.—
с линией слива (штуцер Бак 4).
При включении электромагнита кран
срабатывает, если давление в гидросис-
теме не менее 30 кгс/см 2 (3 МПа). При
меньшем давлении усилие на торцовую
поверхность золотника 8 будет недоста-
точным для преодоления усилия пружи-
ны, а также сил трения и золотник может
не переместиться, а следовательно, кран
не срабатывает.
Кран поворота РЛ0-5-1, предназ-
наченный для координирования пере-
мещения педалей и поворота колеса,
установлен в нише передней опоры
шасси на стенке левой балки между
шпангоутами № 2 и 3.
Кран поворота (рис. 5.13) состоит из
двух золотников 3 и 5, помещенных в кор-
пус 4. Золотник 5 при помощи сухаря
6, выполняющего роль муфты, соединен
с валом 7. На шлицевые концы вала 7 и
золотника 3 устанавливаются рычаги уп-
равления. Поворот управляющего золот-
9
Ю
11
Рис. 5.10. Механизм управления краном поворота:
1—сектор пульта ножного управления; 2—кронштейн;
пружинная тяга; 4Г 7, 11, 14—качалки; 5—кран поворота;
тяга; 8—рулевой цилиндр; 9—болт; 10—цилиндр амортизацион-
ной стойки передней опоры; 12—поворотный узел; 13—звено
Рис. 5.11. Пружинная тяга:
1, 9~вилки; 2, 8—втулки; 3—крышка; 4—стопорный винт;
5—пружина; 6—корпус; 7—шток



71
1> Хл| Высокое даВлекие
Рис. 5.12. Принципиальная схема работы крана ГА184У:
а—электромагнит выключен; б—электромагнит включен; /—канал подвода жидкости от насоса; 2—ша-
рик; 3—якорь электромагнита; 4—канал отвода жидкости на слив; 5—канал подвода к внутренней
полости и отвода из внутренней полости рабочей жидкости; 6—полость под поршнем; 7—поршень;
8—золотник; 9—полость в золотнике; 10—корпус
Давление олива
J
Рис. 5.13. Кран поворота:
1—гайка; 2—вкладыш; 3—золотник обратной связи; 4—корпус; 5—золотник управления; 6—
сухарь; 7—вал
72
ника 5 крана происходит при перемеще-
нии педалей, имеющих связь с золотни-
ком посредством пружинной тяги. Золот-
ник 3 обратной связи соединен с осью
рулевого цилиндра посредством рычага
и жесткой тяги, при помощи которых
золотник обратной связи поворачивается
в сторону разворота золотника управ-
ления. После прекращения движения пе-
далей золотник обратной связи зани-
мает нейтральное (согласованное) поло-.
жение относительно управляющего зо-
лотника.
На корпусе крана установлено четыре
штуцера. Штуцер № 1 Нагн. соединяется
с сетью нагнетания гидросистемы через
кран ГА184У. При подаче давления к
штуцеру № 1 Нагн. подача жидкости
в рулевой цилиндр осуществляется пово-
ротом золотника управления. Штуцер
№ 4 Сл. соединен со сливным трубопрово-
дом гидросистемы, штуцеры № 2 Цил. и
№ 3 Цил. (на рис. 5.13 не показаны) сое-
диняются с рулевым цилиндром передней
опоры.
Жидкость, под давлением подведен-
ная к штуцеру № 1 Нагн., через отверстия
в корпусе крана, через отверстия и кана-
лы в золотнике обратной связи поступа-
ет в кольцевую проточку управляющего
золотника и далее в два продольных
паза золотника, расположенных диамет-
рально противоположно. Два других про-
дольных паза золотника управления со-
общены с внутренней проточкой, которая
соединена со сливной линией. Внешние
кЬнцы проточек обоих золотников всегда
соединены со сливной линией через шту-
цер № 4 Сл.
При нейтральном (согласованном)
положении золотников продольные пояс-
ки золотника управления перекрывают
окна в золотнике обратной связи и все
штуцера крана между собой разобщают-
ся. При развороте (рассогласовании) зо-
лотника управления относительно золот-
ника обратной связи золотник управле-
ния открывает окна золотника обратной
связи, обеспечивая проход жидкости.
При подаче жидкости к штуцеру № 2
Цил. штуцер Ne 3 Цил. соединяется со
сливным штуцером № 4 Сл., а при пода-
че жидкости к штуцеру № 3 Цил. со
сливным штуцером соединяется штуцер
№ 2 Цил.
Рулевой цилиндр является испол-
нительным механизмом системы по-
ворота, установлен на
амортизационной стойки
опоры.
цилиндре
передней
Рис. 5.14. Рулевой цилиндр:
1, 7, 11—качалки; 2—бронзовая букса; 3, 10—
приливы узлов крепления; 4—корпус; 5—поводок
обратной связи; 6—поворотный вал; 8—поршень;
9—штуцер; 12—бронзовое кольцо
Рулевой цилиндр (рис. 5.14) состоит
из корпуса 4, поршня 8, поворотного ва-
ла 6, буксы 2 и качалок 7 и И. Корпус
выполнен в виде двух взаимно перпенди-
кулярных цилиндров. Внутри горизонта-
льного цилиндра перемещается поршень
8, связанный при помощи качалки 11 с по-
воротным валом 6, который монтируется
внутри вертикального цилиндра.
Поворотный вал представляет собой
пустотелый цилиндр; на внешней его по-
верхности имеются шлицы для посадки
качалок 1 и И и упорный бурт, с помощью
которого букса 2 поджимает вал. На
верхнем конце вала монтируется пово-
док 5, соединяющий вал с тягой обрат-
ной связи. Поворотный вал соединяется с
поршнем 8 при помощи качалок 7 или И.
Кран переключения (рис. 5.15)
служит для переключения рулевого
Рис. 5.15. Кран переключения:
1—корпус; 2—золотник с поршнями; 3—игольча
тый дроссель
73
цилиндра на режим демпфирования
колеса передней стойки шасси при
выключенной системе поворота, уста-
новлен в нише передней опоры на
стенке левой балки у шпангоута № 4.
При работе системы в рулежном ре-
жиме рабочая жидкость под давлением
поступает в линию А или Б в зависимости
от выполняемого разворота. По отверсти-
ям в корпусе жидкость подходит к порш-
ню золотника и, преодолевая усилие
пружины, передвигает золотник вправо.
При этом линия А соединяется с линией
В, линия Б — с линией Г, что обеспечи-
вает беспрепятственно прохождение жид-
кости в обе стороны.
При работе в режиме демпфирования,
когда давление в обеих линиях поворо-
та (А и Б) отсутствует, золотник клапана
под действием пружины находится в
крайнем левом положении. Линии пово-
рота (А, Б) отключаются от рулевого
цилиндра золотником.
Обе полости рулевого цилиндра сооб-
щаются между собой в этом случае толь-
ко через игольчатый дроссель. Гидравли-
ческое сопротивление перетеканию жид-
кости через дроссель гасит колебания
колеса передней стойки шасси в случае
возникновения их при движении само-
лета.
Работа системы. При установке
выключателя 1 (см. рис. 5.9) УПР.
ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в верхнее по-
ложение табло 2 ПЕРЕДН. КОЛЕ-
СО — НЕТ УПР. гаснет, при этом пи-
тание 4-27 В через замкнутые клем-
мы концевого выключателя 3 (при
обжатом амортизаторе передней
стойки шасси) подается к электро-
магнитному крану 5, кран открыва-
ется и жидкость из нагнетающей ма-
гистрали гидросистемы через элект-
ромагнитный кран поступает к крану
поворота 6.
При отклонении педали пульта
ножного управления пружинная тяга
поворачивает управляющий золот-
ник крана поворота и жидкость через
краны поворота 6 и переключения 7
поступает в полость рулевого цилинд-
ра, поршень которого, перемещаясь,
поворачивает вертикальный вал. Вал
через качалку и звено с помощью
поворотного узла поворачивает коле-
со в сторону отклоненной педали.
Скорость поворота колеса соответст-
вует скорости отклонения педали.
Вместе с поворотом вала рулево-
го цилиндра с помощью тяги повора-
чивается золотник обратной связи
крана поворота, который при прек-
ращении отклонения педали прекра-
щает подачу жидкости к рулевому
цилиндру. При этом угол поворота
колеса соответствует углу отклоне-
ния педали. Максимальный угол
поворота колеса в этом режиме со-
ставляет 15 ° от оси в обе сто-
роны.
При отрыве колеса от земли кон-
цевой выключатель разрывает цепь
питания электромагнитного крана,
кран обесточивается, перекрывает
магистраль нагнетания гидросистемы
и соединяет линию подачи жидкости
к крану поворота с линией слива.
При этом колесо устанавливается в
нейтральное положение с помощью
профилированных кулачков на амор-
тизационной стойке шасси.
Автоматическое отключение сис-
темы поворота переднего колеса пос-
ле взлета самолета может контро-
лироваться только по прекращении
непрерывной работы насосной стан-
ции (табло НС РАБОТА должно по-
гаснуть, если переключатель НС ус-
тановлен в положение АВТОМ), так
как сигнальное табло ПЕРЕДН. КО-
ЛЕСО — НЕТ УПР. в этом случае не
загорается.
При установке выключателя 1
УПР. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в поло-
жение ОТКЛ табло 2 ПЕРЕДН. КО-
ЛЕСО — НЕТ УПР. загорается, цепь
питания электромагнитного крана
разрывается. Кран обесточивается,
при этом из-за падения давления в
линиях подачи жидкости к крану пе-
реключения он переходит в режим
демпфирования. При повороте коле-
са жидкость из одной полости руле-
вого цилиндра в другую перетекает
через дроссель крана переключения,
что позволяет гасить автоколебания
колеса.
Максимальный угол поворота
колеса в этом режиме составляет
50 ° от оси в обе стороны.
74
5.4. Торможение колес
основных опор шасси
Система торможения колес основ-
ных опор шасси обеспечивает тормо-
жение самолета при пробеге, рулении
и на стоянке. При этом осуществля-
ется как совместное, так и раздель-
ное затормаживание колес в зависи-
мости от того, как нажаты (совмест-
но или раздельно) педали пульта
ножного управления в кабине экипа-
жа. Система торможения колес
КТ135Д в отличие от системы тормо-
жения колес КТ 135 оснащена антию-
зовой автоматикой.
Торможение колес осуществляет-
ся нажатием на носки педалей пуль-
та ножного управления; причем уси-
лие, необходимое для нажатия, при-
мерно пропорционально ходу штока
тормозного клапана и практически
не зависит от давления в линии наг-
нетания. Время затормаживания ко-
лес (от начала нажатия педали до
получения максимального давления в
тормозах) не превышает 1,5 с. Время
растормаживания также не больше
1,5 с.
Система торможения состоит из
механической и гидравлической час-
тей.
Механическая часть (рис. 5.16)
включает педали и жесткую провод-
ку, состоящую из тяг и качалок, и
обеспечивает управление агрегатами
торможения колес. При нажатии на
носки педалей / и 10 пульта с места
правого и левого пилотов они пово-
рачиваются вокруг оси А. Отклоне-
ние педалей от нейтрального поло-
жения на (15 ± 1) ° ограничивается
упорами 2, И. После снятия наг-
рузки педали возвращаются в исход-
ное положение пружинами.
При нажатии на левую педаль 10
движение через тягу 12, качалку 16 и
тягу 18 передается на трехплечую ка-
чалку 25 (на правом пульте двупле-
чую качалку), которая упором 26 на-
жимает на гильзу тормозного клапа-
на 28. При этом жидкость из нагне-
тающей системы через агрегат тор-
можения поступает в блок цилиндров
тормозного устройства левого колеса
и колесо затормаживается.
При нажатии на правую педаль
движение через систему тяг и кача-
лок передается тяге 21, которая пово-
рачивает трехплечую качалку 23 (на
правом пульте двуплечую качалку) и
упором 24 нажимает на гильзу тор-
мозного клапана 27. При этом жид-
кость из нагнетающей системы через
агрегат торможения поступает в блок
цилиндров тормозного устройства
правого колеса и колесо затормажи-
вается.
При одновременном нажатии на
обе педали левым или правым пило-
том затормаживаются оба колеса.
Для осуществления стояночного
торможения на левом пульте уста-
новлен стопор, состоящий из тяги 3,
качалки 6, пружины и кнопки 4. При
нажатии на носки педалей до упора и
выдвижении на себя кнопки 4 качал-
ка поворачивается вокруг оси Б и ее
упоры 22 устанавливаются на пло-
щадки В качалок 23 и 25. При выдви-
нутой кнопке и снятии усилий с пе-
далей тормозные клапаны и педали
остаются в нажатом положении, жид-
кость из нагнетающей системы посту-
пает в блоки цилиндров тормозных
устройств и затормаживает колеса.
При повторном нажатии на педа-
ли тяга 3 под действием пружины
возвращается в исходное положение,
освобождая качалки 23 и 25; гильзы
тормозных клапанов под действием
собственных пружин возвращаются
в исходное положение, колеса рас-
тормаживаются.
Механическая часть системы
обеспечивает также включение стар-
тового торможения с более высоким
давлением в тормозах [120 кгс/см 2
(12 МПа)]. Для включения старто-
вого торможения необходимо вытя-
нуть кнопку 4 на себя и нажать на .
носки педалей 1, 10 тормозов до упо-
ра, после чего кнопку отпустить,
удерживая педали. Движение от
кнопки через тяги 3, 5, 8, 15, 19, 30,
качалки 6, 7, 17, 29 передается на ка-
чалки 14, 31. Качалки 14, 31 повора-
75
В и 21	20
чиваются, и упорные поверхности ка-
чалок под упоры 2, 11 педалей сдви-
гаются. При полном обжатии педа-
лей тормозов ход педалей увеличи-
вается и давление в тормозах соот-
ветственно повышается.
Гидравлическая часть (сеть) сис-
темы торможения колес включает в
себя (см. рис. 5.1): два агрегата тор-
можения колес АТК-02, два челноч-
ных клапана УГ97/7-7, два гидравли-
ческих выключателя УГ34/1, два
электромагнитных крана УЭ24/1-2,
два дросселя УГ102-1-5, два инер-
ционных датчика УА27АМ, тормоз-
ные устройства и соединяющие их
трубопроводы.
Агрегаты торможения колес АТК-
02 предназначены для управления
тормозами колес и при максимальном
нажатии на носки педалей управле-
ния рулями направления понижают
давление в сети торможения колес до
(120 + 5) кгс/см2 [(12 + 0,5) МПа].
76
Агрегат работает следующим образом
(рис. 5.17). При отсутствии нагрузки на
гильзе 13 возвратные пружины прижи-
мают конус золотника 5 к острой кромке
гильзы 6, запрессованной в корпусе АТК-
02. Линия подвода рабочей жидкости в
этом случае перекрыта, а линия тормо-
жения через внутреннюю расточку золот-
ника сообщается со сливом (рис. 5.17, а).
При нажатии на гильзу 13 пружина
12 смещает шток 11с клапаном выпуска
9. Клапан смещает на 2—2,5 мм стакан
8 и, опираясь на торец золотника, отсе-
кает тормозную магистраль от линии сли-
ва. При дальнейшем нажатии на гильзу
и перемещении клапана выпуска коничес-
кая часть золотника отжимается от тор-
ца гильзы 6 и рабочая жидкость из маги-
страли нагнетания поступает в тормоз-
ную магистраль (рис. 5.17, б). Динами-
ческая устойчивость клапана обеспе-
чивается односторонним демпфером 4.
Движение золотника на открытие демп-
фируется путем продавливания рабочей
жидкости по зазору между демпфером и
золотником.
При прекращении движения гильзы
13 давление в тормозной магистрали
будет увеличиваться до тех пор, пока си-
ла давления жидкости на клапан 9 не
сожмет пружину 12, а золотник под дей-
ствием пружины 2 не упрется в гильзу 6 и
не прекратит доступ жидкости в тормоз-
ную магистраль (рис. 5.17, в).
При снижении редуцированного дав-
ления пружина 12 снова сместит золот-
ник 5, чем обеспечит доступ жидкости
в тормозную магистраль. Таким образом
в системе будет поддерживаться опреде-
ленное давление, соответствующее поло-
жению гильзы 13.
При обратном ходе гильзы 13 клапан
выпуска 9 откроется и жидкость из тор-
мозной магистрали будет перетекать в
линию слива по внутренней расточке зо-
лотника 5, снижая давление в тормоз-
ной магистрали.
Челночные клапаны УГ97/7 уста-
новлены над полом на стенке шпанго-
ута № 4 по оси симметрии самолета
и предназначены для обеспечения
раздельного торможения от пультов
левого и правого пилотов. Одновре-
менное торможение колес команди-
ром и вторым пилотом запрещается,
так как это может привести к созда-
нию противодавления на челночном
клапане и, как следствие, к сниже-
нию эффективности тормоза колеса.
Электрогидравлические выключа-
тели УГ34/1 предназначены для
включения электроцепи антиюзовой
автоматики колес. Выключатель
УГ34/1 имеет корпус, внутри которо-
го размещен поршень, подвижный и
неподвижный контакты. При подаче
давления на торможение колеса не
менее 4...8 кгс/см 2 (0,4...0,8 МПа)
поршень замыкает подвижный и не-
подвижный контакты, в результате
электроцепь авторастормаживания
оказывается подготовленной к рабо-
те.
Дроссели УГ102/1-5, установлен-
ные в сети торможения, обеспечива-
ют наиболее выгодную скорость пере-
дачи давления гидросмеси при тормо-
жении и растормаживании колес.
Электромагнитные краны УЭ24/
1-2 являются исполнительными агре-
гатами противоюзовой автоматики и
предназначены для перекрытия наг-
нетающей линии и соединения линии
торможения с линией слива по сигна-
лу датчика авторастормаживания
УА27АМ, что обеспечивает расторма-
живание колес при возникновении
их скольжения относительно взлетно-
посадочной полосы (ВПП).
Электрогидравлические выклю-
чатели УГ34/1, дроссели УГ102/1-5
электромагнитные краны УЭ24/1-2
установлены под полом пассажирс-
кой кабины, между шпангоутами
№ 13 и 14.
Инерционные датчики УА27АМ
(рис. 5.18) предназначены для пода-
чи электрического импульса электро-
магнитному крану УЭ24/1-2 на рас-
тормаживание колеса КТ135Д при
проскальзывании его относительно
ВПП во время торможения сверх
допустимой величины. Он крепится
на блоке цилиндров тормозного уст-
ройства. Зубчатое колесо поводка
датчика 10 находится в зацеплении
с ведущей шестерней 11; следова-
тельно, скорость вращения поводка
пропорциональна скорости вращения
колеса.
Чувствительным элементом инерцион-
ного датчика является маховик 1, кото-
рый свободно надет на поводок 9 и приво-
дится во вращение с помощью вставлен-
Расторможение
Торможение
Торможение
Рис. 5.17. Принципиальная схема работы АТК-02:
/— корпус; 2, 7, 10, 12— пружины; 3— упор; 4— демпфер; 5— золотник; 6, 13— гильзы; 8— стакан, 9— кла-
пан; 11— шток
Рис. 5.18. Схема работы инер-
ционного датчика:
/—маховик; 2—фрикционная ко-
лодка; 3—фигурная втулка; 4—тол-
катель; 5— рычаг с пружиной,
упором и ограничителем; 6— мик-
ровыключатель; 7—корпус датчика;
8—шарикоподшипник; 9— поводок;
10—зубчатое колесо поводка дат-
чика; 11—ведущая шестерня; 12—
корпус тормоза колеса
ного в прорезь поводка толкателя 4, бо-
ковые лопатки которого упираются в выс-
тупы фигурной втулки 3, передающей
крутящий момент на маховик через фрик-
ционную колодку 2. При определенном
замедлении вращения валика, возникаю-
щем вследствие увеличения проскальзы-
вания колеса относительно ВПП во время
торможения, маховик с фрикционной ко-
лодкой и втулкой по инерции обгоняют
поводок. Косые срезы втулки через боко-
вые лопатки толкателя отжимают его
влево, что сопровождается разворотом
рычага 5 и замыканием контактов мик-
ровыключателя 6, который в свою оче-
редь замыкает электрическую цепь кра-
на УЭ24/1-2. Кран срабатывает, и коле-
со растормаживается. Прекращение юза
приводит к увеличению угловой скорости
колеса и поводка датчика. Поводок начи-
нает опережать маховик и упором боко-
вых лопаток толкателя в выступы втулки
вновь передает крутящий момент на ма-
ховик. Под действием пружины рычаг 5
возвращается в исходное положение,
смещая фигурную втулку 3 вдоль повод-
ка 9 вправо, и электроцепь расторма-
живания размыкается.
Работа системы торможения. При
нажатии на носки педалей срабаты-
вают соответствующие редукционные
клапаны агрегата торможения и про-
пускают рабочую жидкость под дав-
лением, пропорциональным усилию
на педали, через челночные клапаны
в линию торможения; при этом авто-
матически включаются гидровыклю-
чатели сети авторастормаживания.
Далее гидрожидкость поступает в
электромагнитные краны УЭ24/1-2,
которые, находясь в выключенном
положении, свободно пропускают ее
в дроссели и далее в тормозные уст-
ройства колес; при этом колеса (ко-
лесо) затормаживаются. При отпус-
кании педалей происходит расторма-
живание колес (колеса), и рабочая
жидкость проходит в обратном нап-
равлении, поступая в магистраль
слива. Если при торможении возни-
кает скольжение колес относительно
ВПП, что свидетельствует о том, что
момент силы трения тормозных дис-
ков превышает силы трения между
пневматиками и ВПП, автоматически
срабатывают инерционные датчики
УА27АМ.
В этом случае при включенном
выключателе АНТИЮЗ, установлен-
ном на левой панели приборной дос-
ки (см. рис. 5.8) и замкнутых кон-
тактах гидровыключателя электри-
ческая цепь питания электромагнит-
ного крана УЭ24/1-2 оказывается
замкнутой. При срабатывании элект-
ромагнитный кран УЭ24/1-2 пере-
крывает линию нагнетания и сообща-
ет тормозные устройства с линией
слива, в результате чего происходит
растормаживание колес. Об этом
сигнализирует загорание сигнальных
ламп с зелеными светофильтрами
ЛЕВ, ПРАВ, по окончании растор-
маживания следует их выключение.
Таким образом, работа этих ламп
в мигающем режиме при нажатых
носках педалей торможения свиде-
тельствует о нормальной работе ан-
тиюзовой автоматики. Если зеленые
лампы после растормаживания колес
продолжают гореть, то это свидетель-
ствует о том, что электроцепь авто-
растормаживания неисправна и при
нажатых носках педалей не будет
торможения колес, так как в этом
случае цепь питания электромагнит-
ного крана УЭ24/1-2 остается замк-
нутой. При этом необходимо поста-
вить выключатель АНТИЮЗ в поло-
жение ОТКЛ и продолжить тормо-
жение, помня, что чрезмерное нажа-
тие на носки педалей может повлечь
быстрое разрушение пневматиков
колес.
5.5. Сеть управления закрылками
Гидравлическая сеть системы
управления закрылками (см. рис.
5.1) включает в себя электромагнит-
ный кран 14, гидравлический ци-
линдр 18, автомат управления зак-
рылками 17, челночный клапан 16 и
соединяющие их трубопроводы.
Электромагнитный кран ГА163Т/
16 предназначен для распределения
рабочей жидкости в гидравлической
сети.
Он установлен под полом пас-
сажирской кабины на шпангоуте
79
1ЙТУЦЕР Я4 ШТУЦЕР Я2
Штуцер хз | 4 Штуцер м
DT НАСОСА
|к ПОТРЕЙИТЕДИ
Рис. 5.19. Принципиальная схема работы крана ГА163Т/16:
7—корпус; 2, 4—пружины; 3—золотник; 5—корпус электромагнита; 6—якорь электромагнита
с толкателем; 7—кожух
№ 15 справа. Управление электро-
магнитным краном электродистан-
ционное и осуществляется с помощью
нажимного переключателя, установ-
ленного на центральном пульте пило-
тов (см. рис. 3.10).
При нейтральном положении пере-
ключателя электромагниты крана обесто-
чены, линии выпуска и уборки закрыл-
ков (штуцеры № 2 и 3) (рис. 5.19) соеди-
нены с линией слива (штуцер № 4), ка-
нал, к которому подсоединена линия
нагнетания (штуцер № 1), перекрыт
золотником 3. В случае постановки пере-
ключателя в положение «Выпуск» или
«Уборка» сработает один из электромаг-
нитов, который, переместив золотник 3,
обеспечит подачу рабочей жидкости из
магистрали нагнетания в соответствую-
щую линию. При этом противоположная
линия по-прежнему остается соединен-
ной с линией слива.
Гидравлический цилиндр являет-
ся исполнительным органом сети. Он
установлен на заднем лонжероне
центроплана крыла справа.
Гидроцилиндр (рис. 5.20) состоит из
цилиндрической гильзы 5 с навернуты-
ми на нее головкой 17 с одной сторо-
ны и направляющей штока 10 с дру-
гой, поршня со штоком 3 и ввернуто-
го в него вильчатого болта 12, ша-
рикового замка и механизма управ-
ления им.
Внутри гидроцилиндра с помощью
упора 14 зафиксирована упорная втулка
4. Втулка имеет поверхность с шестью
радиальными отверстиями (гнездами), в
которых находятся шарики 9 замка. В
свою очередь, внутри упорной втулки ус-
тановлены возвратная пружина 1Ц за-
порная втулка 8 и шток толкателя 16.
Упором для пружины служит стопор 13,
удерживаемый в хвостовике втулки с по-
мощью стопорного кольца. Толкатель 16
Рис. 5.20. Гидроцилиндр:
1, 2, 13—угольники; 3—поршень со штоком; 4—упорная втулка; 5—гильза; 6—кольцо; 7—втулка;
8—запорная втулка; 9—шарик; /^—направляющая штока; //—возвратная пружина; 12—виль-
чатый болт; 14—упор; /5—гайка; 16—толкатель; 17—головка; 18—стопор
80
представляет собой поршень со штоком
и предназначен для смещения запорной
втулки 8 при открытии шарикового зам-
ка.
При отсутствии давления в полостях
гидроцилиндра шток удерживается ша-
риковым замком в неподвижном положе-
нии. Для выпуска штока рабочая жид-
кость подается одновременно через
угольники 1 и 2 в полость толкателя 16 и
поршневую. Толкатель под действием
давления жидкости смещается и сдвига-
ет запорную втулку 8 до совпадения коль-
цевой канавки на втулке с шариками 9,
сжимая при этом пружину 11. Шарики,
попадая в кольцевую канавку, снимают
шток с замка, и шток получает возмож-
ность выдвигаться под действием дав-
ления жидкости, действующей на пор-
шень. Слив жидкости из противополож-
ной поршневой полости гидроцилиндра в
этом случае происходит через угольник
13.
Фиксация штока в промежуточном по-
ложении осуществляется при прекраще-
нии подачи рабочей жидкости в полости
толкателя и поршня. При этом под дей-
ствием усилия возвратной пружины 11
запорная втулка получает возможность
смещаться, и при совпадении канавки на
одном из колец 6 с шариками послед-
ние выталкиваются запорной втулкой и
устанавливают шток на замок. Дальней-
шее движение штока возможно лишь при
подаче рабочей жидкости одновременно
в угольники 1 и 2.
Для втягивания штока рабочая жид-
кость подается одновременно через
угольники 1 и 13. Рабочая жидкость при
втягивании штока вытесняется из порш-
невой полости гидроцилиндра через
угольник 2. Порядок операций при откры-
тии шарикового замка и фиксации штока
в промежуточном положении аналогичен
порядку при выпуске штока.
Автомат управления закрылками
АУЗ-02А предназначен для фиксации
закрылков в любом выпущенном по-
ложении, стабилизации скорости их
выпуска и уборки, а также для сни-
жения давления рабочей жидкости
при уборке закрылков и установлен
на цилиндре уборки-выпуска закрыл-
ков.
Автомат (рис. 5.21) состоит из следу-
ющих элементов, расположенных в об-
щем корпусе и соединенных между собой
каналами: двустороннего гидрозамка с
термоклапанами, редукционного клапа-
на, обратного клапана, двустороннего
дросселя, одностороннего дросселя.
Двусторонний гидрозамок предназна-
чен для открытия и запирания линий
прохода рабочей жидкости из гидросис-
темы в полости выпуска и уборки гидро-
цилиндра закрылков и обратно. В клапа-
нах гидрозамков имеются термоклапаны,
которые служат для ограничения давле-
ния рабочей жидкости, ^находящейся в
запертых двусторонний гидрозамком
полостях гидроцилиндра закрылков, при
повышении ее температуры. Редукцион-
ный клапан предназначен для снижения
давления рабочей жидкости в линии
уборки закрылков и уменьшения тем
самым нагрузок на элементы механиз-
ма управления закрылками. Обратный
клапан обеспечивает слив рабочей жид-
кости из линии уборки закрылков, минуя
редукционный клапан. Одно- и двусто-
ронний дроссели предназначены для ста-
билизации скорости выпуска и уборки
закрылков.
В корпусе автомата ввернуты четыре
штуцера: Сист. 1, Сист. 2, Цил. 3 и Цил. 4.
При подаче давления в штуцер Сист. 1
(на уборку закрылков) рабочая жидкость
через обратный клапан 3 поступает к ре-
дукционному клапану 2, в котором под-
водимое давление понижается. Понижен-
ное давление попадает в полость Б, пред-
варительно открыв обратный клапан 9, и
через двусторонний дроссель поступает в •
полость штуцера Цил. 3. Одновременно
рабочая жидкость действует на поршень
8, который, перемещаясь вправо, откры-
вает обратный клапан 7, соединяя через
односторонний дроссель 5 полости шту-
церов Цил. 4 и Сист. 2.
При подаче давления в штуцер Сист. 2
(на выпуск закрылков) рабочая жид-
кость поступает в полость А двусторон-
него гидрозамка, открыв обратный кла-
пан 7, и затем в обход дросселя 5 через
обратный клапан 4 в штуцер Цил. 4. Од-
новременно давление рабочей жидкости
действует на поршень 8, который, пере-
мещаясь влево, открывает обратный кла-
пан 9, соединяя штуцер Цил. 3 со шту-
цером Сист. 1 через обратный клапан 3.
При отсутствии давления на входе в
полости штуцеров Сист. 1 и Сист. 2 обрат-
ные клапаны 7 и 9 двустороннего гидро-
замка закрыты и полости А и Б с рабочей
жидкостью заперты. При повышении
давления в запертых полостях выше
допустимого (190+10) кгс/см 2 [(19 +
+ 1) МПа] срабатывают термоклапаны
81
Автомат управления закрылками.
'//////(////МЛ
CuemZ
Сист 1
Уборка закрылков
Цилиндр закрылков
выси к он давление
1 Редуцированное
J давление
Рис. 5.21. Схема работы АУЗ-02А:
1 — двусторонний дроссель; 2—редукционный клапан; 3, 4, 7, 9—обратные клапаны; 5—односторонний
дроссель; 6—термоклапан; 8—поршень
6 и соединяют эти полости со штуце-
рами Сист. 1 и Сист. 2. При повышении
давления за редукционным клапаном 2
выше 88 кг/см 2 (8,8 МПа) клапан рабо-
тает как предохранительный.
Челночный клапан, установлен-
ный в сети, обеспечивает подачу ра-
бочей жидкости под давлением для
открытия шарикового замка гидро-
цилиндра при уборке и выпуске зак-
рылков.
Работа сети. При нажатии пере-
ключателя ЗАКРЫЛКИ, установ-
ленного на центральном пульте пило-
тов (см. рис. 3.10), в положение ВЫ-
ПУСК срабатывает электромагнит-
ный кран и соединяет линию нагнета-
ния с линией выпуска закрылков.
Жидкость поступает в АУЗ-02А и од-
новременно через челночный клапан
в полость толкателя гидроцилиндра.
Толкатель перемещается и открывает
шариковый замок гидроцилиндра,
если он был закрыт, или предупреж-
дает его возможное закрытие.
В автомате управления закрыл-
ками давление линии выпуска, минуя
редукционный клапан, подводится к
гидрозамку и открывает его клапаны.
Рабочая жидкость через обратный
клапан, минуя односторонний дрос-
сель, направляется в гидроцилиндр
на уборку штока.
При неизменной длине тяг дви-
жение штока гидроцилиндра переда-
ется одновременно через качалки и
жесткую проводку на рычаги левых и
правых закрылков центроплана и
ОЧК, закрылки выпускаются..
В процессе выпуска закрылков
жидкость, выталкиваемая из проти-
воположной полости гидроцилиндра,
сливается по линии уборки закрыл-
ков через двусторонний дроссель,
открытый гидрозамок, обратный кла-
пан и электромагнитный кран в ли-
нию слива. Сопротивление, создавае-
мое при перетекании жидкости через
двусторонний дроссель, обеспечива-
ет плавность выпуска закрылков.
82
При нажатии переключателя
ЗАКРЫЛКИ в положение УБОРКА
срабатывает электромагнитный кран
и соединяет линию нагнетания с ли-
нией уборки закрылков. Жидкость
поступает в автомат управления зак-
рылками и одновременно через чел-
ночный клапан в полость толкателя,
который в этом случае выполняет те
же функции, что и при выпуске зак-
рылков. В автомате управления зак-
рылками давление рабочей жидкости
в линии уборки, попадая в редук-
ционный клапан 3, понижается до
значения (55 + 5) кгс/см 2 {(5,5 +
+ 0,5) МПа] и подводится к гидро-
замку. Клапаны гидрозамка откры-
ваются, и жидкость через двусторон-
ний дроссель направляется в гидро-
цилиндр на выталкивание штока.
Шток гидроцилиндра, выдвигаясь,
вызывает движение тяг и качалок на
уборку закрылков.
Слив жидкости из противополож-
ной полости гидроцилиндра происхо-
дит по линии выпуска закрылков че-
рез односторонний дроссель, откры-
тый гидрозамок 7 и электромагнит-
ный кран в линию слива гидросисте-
мы. Сопротивление, создаваемое при
перетекании жидкости через одно- и
двусторонний дроссели, обеспечива-
ет плавную уборку закрылков.
При установке переключателя
ЗАКРЫЛКИ в нейтральное положе-
ние электромагнитный кран обесто-
чивается и перекрывает линию наг-
нетания, а линии уборки и выпуска
соединяются с линией слива. Клапа-
ны гидрозамка закрываются, запира-
ют жидкость в полостях гидроци-
линдра и фиксируют шток, тем самым
удерживая закрылки от дальнейшего
движения. Падение давления в лини-
ях уборки-выпуска снимает усилие на
толкателе, подготавливая этим шари-
ковый замок к закрытию.
В случае разгерметизации полос-
тей гидроцилиндра или утечки рабо-
чей жидкости через запертый гидро-
замок перемещение закрылков под
действием внешних сил происходит
до ближайших фиксированных поло-
жений штока гидроцилиндра, в кото-
рых он стопорится с помощью шари-
кового замка.
В случае чрезмерного повышения
давления в замкнутых полостях гид-
роцилиндра избыточная жидкость
перепускается через термоклапаны в
сливную магистраль.
5.6. Сеть выпуска
и уборки интерцепторов
Сеть выпуска и уборки интерцеп-
торов (рис. 5.22) включает в себя
электромагнитный кран ГА184У
предварительной подачи рабочей
жидкости в сеть 4, два электромаг-
нитных крана ГА184У концевых ин-
терцепторов 3 и 11, электромагнит-
ный кран ГА184У корневых интер-
цепторов 2, два гидроцилиндра кон-
цевых интерцепторов /, /2, два гид-
роцилиндра корневых интерцепто-
ров 13 и соединяющие их трубопрово-
ды. В линии слива сети установлен
обратный клапан 10, предотвращаю-
щий самопроизвольный выпуск ин-
терцепторов при повышении давле-
ния в ней. Все четыре электромагнит-
ных крана расположены под полом
пассажирской кабины у шпангоута
№ 10.
Конструкция электромагнитных
кранов, установленных в сети, анало-
гична конструкции крана, установ-
ленного в сети управления поворотом
колеса передней опоры шасси.
Конструкция гидроцилиндров
приведена на рис. 5.23 и 5.24. При по-
даче рабочей жидкости в полость
цилиндра, когда усилие, создаваемое
жидкостью на шток, превысит усилие
сжатия пружины, шток корневого
интерцептора перемещается внутрь
цилиндра, а шток концевого интер-
цептора сдвигается на выталкивание.
При соединении полости цилиндра с
линией слива шток под действием
пружины возвращается в исходное
положение.
Работа сети. В случае отказа од-
ного из двигателей, работающих на
режиме выше номинального и при
переключателе ИНТЕРЦЕПТОРЫ,
83
Условные обозначения-.

—	электрическая связь
-	линия нагнетания гидросистемы
-	линия слива гидросистемы
АЗС I
ИНТЕРЦЕПТОРЫ
АВТ ПАРИР ГЛИСС
КРЕНА
ПАРИР КРЕНА
АВТОМ ВЫП
вытек
РУЧН УБОРКА
От системы
дзлюгирования
От системы
флюгирования
левого ввигателя
иткл
10
7777777/
ООО
>ооо
оооо
оо о о
Рис. 5.22. Схема управления интерцепторами:
1— гидроцилиндр левого концевого интерцептора; 2— электромагнитный кран корневых интерцепторов;
3— электромагнитный кран левого концевого интерцептора; 4— электромагнитный кран предваритель-
ной подачи; 5—концевые выключатели РУД; 6—реле правого двигателя; 7—реле левого двигателя;
8—концевой выключатель закрылков; 9—реле; 10—обратный клапан; 11—электромагнитный кран право-
го концевого интерцептора; 12—гидроцилиндр правого концевого интерцептора; 13—гидроцилиндры
корневых интерцепторов
БЛОКИР
ПО ВЫПУСКУ
ЗАКРЫЛКОВ
Лн
руд
ПрАЯ
РУД
орооо
ооооо
11
84
Рис. 5.23. Гидроцилиндр управления корневыми интерцепторами:
/—крышка; 2, 9—шайбы; 3, 6—угольники; 4—винт; 5—корпус; 7—пружина; 8—шток; 10—
втулка; 11, 14—контровочные шайбы; 12, 13—гайки; 15—ушковый болт
расположенном на наклонной панели
левого пульта пилотов (см. рис.
3.10), находящемся в положении
ПАРИР. КРЕНА АВТОМ. ВЫП. (ре-
жим автоматического уменьшения
крена—АУК), электропитание от
АЗС ИНТЕРЦЕПТОРЫ (см. рис.
5.22) через замкнутые контакты пере-
ключателя, реле 6 или 7, в зависи-
мости от того, какой двигатель отка-
зал, концевых выключателей 5, уста-
новленных на центральном пульте, и
реле 9 подается на электромагнитный
кран предварительной подачи рабо-
чей жидкости и на один из электро-
магнитных кранов концевых интер-
цепторов. В результате рабочая жид-
кость под давлением поступит в гид-
роцилиндр концевого интерцептора
на полукрыле работающего двигате-
ля и произойдет его выпуск.
Уборка концевого интерцептора
может быыть осуществлена путем ус-
тановки переключателя ИНТЕР-
ЦЕПТОРЫ из положения ПАРИР.
КРЕНА АВТОМ. ВЫП. в положение
РУЧН. УБОРКА, что приводит к раз-
мыканию электроцепи и обесточива-
нию электромагнитного крана пред-
варительной подачи рабочей жидкос-
ти и электромагнитного крана конце-
вого интерцептора. В результате их
золотники устанавливаются в такое
положение, когда нагнетающая ли-
ния сети перекрывается, а полость
гидроцилиндра сообщается с лини-
ей слива.
Уборку концевого, интерцептора
можно также осуществить с по-
мощью* рычага управления двигате-
лем (РУД) отказавшего двигателя
путем перевода его в положение
Рис. 5.24. Гидроцилиндр управления концевыми интерцепторами:
1, 10—гайки; 2, б—шайбы; 3—упорная втулка; 4—пружина; 5—шток; 7—стяжной болт; 8—корпус;
9— угольник; 11—ушковый болт; 12—контровочная шайба; 13—тяга
85
меньше (90zb2) °. В этом случае ра-
зомкнутся контакты одного из конце-
вых выключателей 5 и обесточится
электромагнитный кран .предвари-
тельной подачи рабочей жидкости,
золотник которого перекроет линию
нагнетания и сообщит полость гидро-
цилиндра с линией слива.
В режиме ручного управления
выпуск и уборка всех интерцепторов
осуществляются одновременно спа-
ренным переключателем ИНТЕР-
ЦЕПТ., установленным на централь-
ном пульте. При установке переклю-
чателя в положение ВЫПУСК проис-
ходит замыкание электрической цепи
и срабатывание реле 9, переключаю-
щего систему на режим ручного уп-
равления. При включенной блокиров-
ке интерцепторов по положению зак-
рылков [переключатель ИНТЕР-
ЦЕПТОРЫ на наклонной панели ле-
вого пульта пилотов находится в по-
ложении БЛОКИР. ПО ВЫПУСКУ
ЗАКРЫЛКОВ (см. рис. 3.10) и прик-
рыт колпачком, что соответствует
разомкнутым контактам на переклю-
чателе] перевод спаренного переклю-
чателя ИНТЕРЦЕПТ. (см. рис. 5.22)
в положение ВЫПУСК приводит к
срабатыванию всех четырех электро-
магнитных кранов и выпуску корне-
вых и концевых интерцепторов толь-
ко в случае, когда будут замкнуты
контакты концевого выключателя 8,
что соответствует выпущенному по-
ложению закрылков на угол 36 ° и
более. При отключении блокировки
выпуск интерцепторов может быть
осуществлен при любом положении
закрылков, так как в этом случае
электрическая цепь питания электро-
магнитных кранов будет замыкаться,
минуя концевой выключатель 8.
При переводе спаренного пере-
ключателя ИНТЕРЦЕПТ. в положе-
ние УБОРКА электрическая цепь пи-
тания всех четырех электромагнит-
ных кранов разрывается, их золот-
ники устанавливаются в положение,
когда нагнетающая линия сети
перекрывается, а полости гидроци-
линдров соединяются с линией
слива.
5.7. Эксплуатация
гидравлической системы
В процессе предполетного осмот-
ра самолета экипаж должен убедить-
ся в отсутствии подтекания гидро-
жидкости из агрегатов и трубопро-
водов систем поворота колеса перед-
ней опоры шасси, торможения колес
основных опор шасси, управления
закрылками и интерцепторами, сети
источников давления. Осмотр же са-
мих агрегатов и трубопроводов, про-
верка уровня жидкости в гидробаке
осуществляется инженерно-техничес-
ким составом при оперативном тех-
ническом обслуживании по форме Г.
При осмотре кабины экипажа и
проверке оборудования экипаж дол-
жен убедиться в том, что давление в
гидроаккумуляторе не менее 60 кгс/
/см 2 (6 МПа), управление передним
колесом выключено, а стояночный
тормоз включен.
После запуска двигателей коман-
дир воздушного судна обязан прове-
рить работу насосной станции, для
чего ему необходимо установить пе-
реключатель НС в положение
АВТОМ. При этом насосная станция
включается автоматически, если дав-
ление в системе ниже ПО кгс/см 2
(11 МПа). Если давление в системе
выше ПО кгс/см 2 (11 МПа), то для
проверки включения насосной стан-
ции необходимо снизить давление в
системе управления выпуском и убор-
кой закрылков.
При повышении давления в систе-
ме до (150+10) кгс/см2 [(15+1)
МПа] насосная станция должна
выключаться автоматически. Работа
насосной станции контролируется
по загоранию табло НС РАБОТА.
При проверке системы управле-
ния закрылками и интерцепторами
необходимо убедиться в том, что пе-
реключатели ИНТЕРЦЕПТОРЫ на
передней наклонной панели левого
пульта закрыты колпачками. После
этого необходимо установить пере-
ключатель ИНТЕРЦЕПТ. на цент-
ральном пульте в положение ВЫ-
ПУСК и убедиться в том, что интер-
ес
цепторы не выпускаются. Затем на-
жать переключатель ЗАКРЫЛКИ в
положение ВЫПУСК и удерживать
его до установки стрелки указателя
ЗАКРЫЛКИ на делении 40 ° (время
выпуска закрылков в посадочное по-
ложение составляет 7... 13 с).
При этом необходимо убедиться в
том, что корневые и концевые зак-
рылки на обоих полукрыльях выпус-
тились, элероны отклонились вниз,
все интерцепторы выпустились.
При установке переключателя
ИНТЕРЦЕПТ. на центральном пуль-
те в положение УБОРКА все ин-
терцепторы должны убраться. После
этого необходимо нажать переключа-
тель ЗАКРЫЛКИ в положение
УБОРКА, удерживать его в этом по-
ложении до установки стрелки указа-
теля ЗАКРЫЛКИ на делении О ° и
убедиться в том, что закрылки и эле-
роны вписались в контур крыла.
Проверка работы системы управ-
ления интерцепторами в режиме АУК
производится при регламентных ра-
ботах.
Перед выруливанием самолета
при давлении в гидравлической сис-
теме НО...150 кгс/см 2 (11...15 МПа)
экипаж должен убедиться в том,
что управление передним колесом
включено (табло ПЕРЕДН. КОЛЕ-
СО — НЕТ УПР. не горит, табло НС
РАБОТА горит постоянно). После
этого включается антиюзовая авто-
матика и выключается стояночный
тормоз.
При рулении опробуются тормоза
колес и проверяется система управ-
ления колесом передней опоры шас-
си. Необходимо иметь в виду, что
при выполнении разворотов с мини-
мальным радиусом (равным 3 м по
внутреннему колесу) управление ко-
лесом передней стойки шасси долж-
но быть выключено, а после выпол-
нения разворота вновь включено.
По результатам оценки техничес-
кого состояния гидросистемы при
принятии решения на вылет коман-
дир воздушного судна должен иметь
в виду, что вылет самолета с проме-
жуточного аэродрома на базовый
разрешается в случаях, когда прои-
зошел:
отказ стояночного торможения
при исправной системе основного
торможения;
отказ стартового торможения при
исправной системе основного тормо-
жения;
отказ антиюзовой автоматики,
а также в случаях, когда:
отсутствует сигнал включения
насосной станции, если фактически
она работает;
автоматически не отключается уп-
равление поворотом колеса передней
стойки шасси;
насосная станция автоматически
не отключается при повышении дав-
ления в системе до 165 кгс/см2
(16,5 МПа).
После взлета экипаж должен убе-
диться в том, что произошло автома-
тическое выключение системы пово-
рота колеса передней стойки шасси.
В полете контролируется давление
в гидросистеме по манометру ДАВЛ.
В Г-АКК. и частота включения насос-
ной станции. При исправной гидро-
системе интервал между включения-
ми насосной станции в полете при не-
работающих потребителях должен
быть не меньше 30 мин.
Перед заходом на посадку экипаж
должен убедиться в том, что стояноч-
ный тормоз отключен, давление в
гидроаккумуляторе нормальное, при
одном-двух нажатиях на тормозные
педали (при неработающей насосной
станции) давление уменьшается нез-
начительно, антиюзовая автоматика
включена (отключена) и сигнальные
лампы при нажатых тормозных педа-
лях не загораются.
Не допускается приземление са-
молета с заторможенными колесами,
так как это может привести к разру-
шению пневматиков. Максимальная
скорость включения тормозов колес
зависит от высоты аэродрома, темпе-
ратуры наружного воздуха и ветра
и определяется перед заходом на по-
садку по графику, приведенному в
Руководстве по летной эксплуатации
самолета. В отдельных случаях (по-
87
садка с одним неработающим двига-
телем, посадка с убранными закрыл-
ками и др.) допускается включение
тормозов колес на скорости не боль-
ше 180 км/ч с последующим обяза-
тельным осмотром колес.
Возможные неисправности и ре-
комендуемые действия экипажа при
их возникновении следующие. Насос-
ная станция в полете автоматически
не включается при давлении ниже
110—2 кгс/см2 (11—0,2 МПа). В
этом случае полет выполняется по
плану. При заходе на посадку после
третьего разворота переключатель
НС необходимо установить в положе-
ние РУЧН., а по окончании пробега
установить его в положение ОТКЛ.
Насосная станция не включается
в работу при положениях переклю-
чателя как, АВТОМ., так и РУЧН. В
этом случае также полет выполняет-
ся по плану, посадку необходимо про-
изводить с убранными закрылками.
Насосная станция в полете авто-
матически не выключается при дав-
лении 165 кгс/см 2 (16,5 МПа) или
происходят частные включения на-
сосной станции в полете. В обоих слу-
чаях полет продолжается по плану.
Переключатель НС устанавливается
в положение ОТКЛ. При заходе на
посадку после третьего разворота пе-
реключатель НС необходимо устано-
вить в положение РУЧН., а по окон-
чании пробега — в положение
ОТКЛ.
Самолет не удерживается на мес-
те тормозами, работающими в режи-
ме стартового торможения. При этом
взлетный режим двигателям необхо-
димо устанавливать только после от-
пускания тормозов и страгивания са-
молета с места.
После взлета не произошло ав-
томатического отключения системы
поворота переднего колеса (табло
НС РАБОТА не гаснет). При возник-
новении такой неисправности необхо-
димо выключить систему управления
и включить ее при заходе на посадку
после третьего разворота.
Нет управления передним коле-
сом. В этом случае направление на
пробеге необходимо выдерживать ру-
лями направления, а при необходи-
мости — асимметричным использо-
ванием тормозов колес и устройства
реверсирования тяги, направление на
рулении — асимметричным исполь-
зованием тормозов колес или уст-
ройством реверсирования тяги.
При проверке системы торможе-
ния перед заходом на посадку заго-
раются одна или обе сигнальные лам-
почки антиюзовой автоматики. При
возникновении такой неисправности
необходимо отключить антиюзовую
автоматику, торможение колес про-
изводить импульсами, не допуская
юза.
На пробеге колеса не затормажи-
ваются. В этом случае необходимо
затормозить самолет, используя ре-
жим максимального реверсирова-
ния до скорости 30...35 км/ч, пред-
варительно отпустив тормозные
педали.
Глава 6
ОБОРУДОВАНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
6.1. Крепление, гондола
и выхлопное устройство
вигателя
Силовая установка самолета
включает в себя два турбовинтовых
двигателя ТВД-10Б с трехлопастны-
ми винтами АВ-24АН. Эти винты тя-
нущие, изменяемого шага, флюгер-
ные, реверсивные.
Двигатель крепится к центропла-
ну крыла с помощью рамы и задней
опоры (рис. 6.1). Рама присоединена
к крылу с помощью четырех крон-
штейнов 5 и 9, установленных на пе-
реднем лонжероне, и кронштейна 8—
88
на заднем лонжероне. Задняя опора
7 закреплена болтами на нижней па-
нели центроплана, которая усилена
балкой. Точками крепления двигате-
ля являются две боковые 1 и задняя 6
цапфы. Каждая цапфа крепится к
двигателю четырьмя шпильками.
Для уменьшения вибраций, пере-
даваемых от двигателя к планеру,
конструкцией подвески двигателя
предусмотрены два боковых демпфе-
ра 2 и демпфер задней опоры 7, осна-
щенные резинометаллическими амор-
тизаторами.
Соединения всех подкосов рамы
шарнирные. Боковые подкосы и сред-
ний подкос 4 регулируемые, что поз-
воляет регулировать положение дви-
гателя при его монтаже или при сме-
щении в процессе эксплуатации (пос-
ле грубой посадки или других при-
чин). Сварные Подкосы изготовлены
из высокопрочной стали, цапфы 1 и
6~ из высокопрочных стальных по-
ковок, кронштейны 9— из титана.
Гондолы двигателей предназначе-
ны для размещения двигателей, агре-
гатов силовой установки и самолет-
ных систем. Гондолы обеспечивают
обтекаемую форму двигательных ус-
тановок, самолетных систем и пре-
дохраняют их от атмосферных воз-
действий.
Основными конструктивными
частями гондолы (рис. 6.2) являют-
ся: обтекатель винта /, служащий
для уменьшения аэродинамического
сопротивления винта и защиты его
втулки от повреждений; обтекатель
редуктора 2, служащий для защиты
редуктора от повреждений; капот,
обеспечивающий доступ к двигателю
и системам силовой установки; хвос-
товая часть гондолы 9, предназначен-
ная для размещения горячих частей
двигателя, его агрегатов и систем си-
ловой установки; противопожарный
экран 7, защищающий нижнюю по-
верхность крыла от температурных
воздействий; система обдува агрега-
тов и отвода воздуха, обеспечиваю-
щая вентиляцию отсеков гондол, ох-
лаждение агрегатов и отвод воздуха
от двигателей.
Каркас хвостовой части гондолы
крепится к центроплану крыла и при
эксплуатации не снимается. Осталь-
ные части гондолы съемные. Для
89
Рис. 6.2. Гондола двигателя:
1—обтекатель винта; 2—обтекатель редуктора; 3—верхняя балка; 4—боковые крышки капота; 5,
12, 13, 15-крышки; 6—верхняя панель; 7—противопожарный экран; 8—хвостовой обтекатель; 9—
хвостовая часть гондолы; 10—воздухозаборник; 11—боковая панель; 14—панель; 16—нижняя крышка
капота; 17—маслобак-воздухозаборник
доступа к двигателям и агрегатам
систем силовой установки в конст-
рукции гондолы предусмотрены от-
кидные панели и выполнены люки,
закрывающиеся крышками. Масло-
бак-воздухозаборник двигателя не
является конструктивным элементом
гондолы, но образует с ней общую
обтекаемую форму двигательной ус-
тановки.
Конструктивно основные элемен-
ты гондолы левого и правого дви-
гателей выполнены одинаково. Не-
большие отличия в конструкции от-
секов обусловлены отличием обору-
дования, установленного в гондолах.
В конструкции гондолы использова-
ны ^алюминиевые, титановые сплавы,
стеклопластик. Для защиты от корро-
зии все металлические детали, кроме
титановых, имеют гальванические
покрытия.
Система обдува агрегатов и от-
вода воздуха обеспечивает вентиля-
цию отсеков гондолы, обдув термо-
корректора, горячих частей двигате-
ля и агрегатов, нуждающихся в до-
полнительном охлаждении, а также
отвод воздуха из-за шестой ступени
компрессора двигателя.
Вентиляция подкапотного прост-
ранства осуществляется наружным
воздухом, поступающим через утоп-
ленные воздухозаборники 2 и 6 (рис.
6.3), установленные на боковых
крышках капота. Кроме того, прост-
ранство в хвостовой части гондолы
вентилируется воздухом, поступаю-
щим на обдув генератора через воз-
духозаборник 4. Из хвостовой части
Рис. 6.3. Установка воздухозаборников:
1—воздухозаборник обдува термокорректора; 2, 6—вентиляционные воздухозаборники; 3—воздухозабор-
ник обдува горячих частей двигателя; 4— воздухозаборник обдува генератора; 5— патрубок отвода
воздуха из-за 6-й ступени компрессора двигателя
4
Рис. 6.4. Выхлопное устройство:
1—кожух выхлопного патрубка; 2—гофр; 3—патрубок; 4—стыковочная лента
91
гондолы воздух отводится наружу
через неплотности в стыках гондолы.
Для обдува термокорректора слу-
жит воздухозаборник /, установлен-
ный на крышке люка с правой сторо-
ны обтекателя редуктора двигателя.
Отвод воздуха из-за шестой ступени
компрессора двигателя в атмосферу
осуществляется через патрубок 5,
прикрепленный к левой боковой
крышке капота. Для обдува горячих
частей двигателя служит утопленный
воздухозаборник 3 на нижней крыш-
ке капота. Воздух из патрубка воз-
духозаборника поступает внутрь ко-
жуха турбины двигателя и выводится
оттуда через кольцевые зазоры меж-
ду кожухами / и патрубками 3 вых-
лопных труб (рис. 6.4). Эффектив-
ность продувки повышается за счет
эжекции охлаждающего воздуха
отработавшими газами.
Выхлопное устройство каждого
двигателя состоит из двух выхлопных
патрубков 3— левого и правого. Пат-
рубки жестко закреплены на двигате-
ле и отводят отработавшие газы вниз
и назад под углом к оси двигателя.
6.2. Агрегаты масляной системы
(внешней)
4
На самолете предусмотрены две
маслосистемы, автономные для каж-
дого двигателя. Каждая маслосисте-
ма обеспечивает постоянную подачу
масла к трущимся поверхностям дви-
гателя для предотвращения корро-
зии, уменьшения трения и отвода
тепла. Кроме того, часть масла ис-
пользуется как рабочая жидкость
для управления воздушным винтом.
Используемые на самолете масло-
системы закрытого типа выполнены
по замкнутому контуру. Циркуляция
нагнетаемого в двигатель и откачи-
ваемого из двигателя масла происхо-
дит по схеме: маслобак — двига-
тель — маслобак.
Маслосистема каждого двигателя
условно состоит из внутренней и
внешней маслосистемы. Во внешнюю
маслосистему (рис. 6.5) входят мас-
лобак 18, блок маслорадиаторов,
флюгерный насос 11, трубопроводы,
гибкие рукава и соединительная ар-
матура, контрольно-измерительная
аппаратура.
В маслосистеме используется
смесь масел, состоящая из 75 % мас-
ла МК-8 (МК-8П) или МС-8П и 25 %
масла МК-22 или МС-20. Общее ко-
личество масла в маслосистеме около
27 л.
Заправка маслосистемы произво-
дится через заправочную горлови-
ну 2 маслобака. Доступ к горловине
осуществляется через открытую пра-
вую боковую крышку капота.
Слив масла из маслосистемы про-
изводится: из маслобака — через
сливную пробку 17 маслобака; из
блока маслорадиаторов — через
сливные пробки 22 маслорадиаторов;
из двигателя — через магнитные
пробки редуктора винта, лобового
картера, коробки самолетных агрега-
тов и флюгерного бачка. Доступ к
сливным пробкам маслобака и мас-
лорадиаторов осуществляется через
люки в нижней крышке капота, к
магнитным пробкам двигателя — че-
рез открытые боковые крышки капо-
тов и люк в панели хвостовой части
гондолы.
Маслобак предназначен для раз-
мещения запаса масла, одновремен-
но он является входным устройством
двигателя. Полная вместимость мас-
лобака 30 л. Максимальная эксплуа-
тационная заправка маслобака сос-
тавляет (16 + 0,5) л, минимальная —
14,5 л.
Маслобак (рис. 6.6) имеет жесткую
конструкцию, сварен из листового алю-
миниевого сплава. Внутри бака прива-
рена противоперегрузочная перегород-
ка 17, разделяющая бак на две половины,
а к внутренней обечайке 9 — противо-
перегрузочный карман. В полете при от-
рицательных перегрузках перегородка
удерживает масло в нижней части бака,
а карман препятствует оголению забор-
ных штуцеров маслонасосов турбокомп-
рессора и свободной турбины, располо-
женных в нижней части бака под пере-
грузочным карманом.
В перегородке выполнены два канала
16 с каждой стороны бака для перете-
Рис. 6.5. Монтажная схема внешней маслосистемы:
/—рукав слива масла из регулятора винта; 2—заправочная горловина; 3—трубопроводы подвода масла
от флюгерного насоса к регулятору винта; 4—трубопровод суфлирования маслобака; 5—трубопровод сли-
ва масла из радиатора 5351Т в маслобак; б—колодка; 7—всасывающий трубопровод маслонасоса свобод-
ной турбины; 8—трубопровод подачи масла из откачивающих секций насоса свободной турбины в масло-
радиатор 5351Т; 9—всасывающий рукав флюгерного насоса; 10—поддон быстроходного редуктора; 11—
флюгерИый насос; 12—маслорадиатор 1734; 13—трубопровод подачи масла из откачивающих секций
насоса турбокомпрессора в маслорадиатор! 734; 14—трубопровод слива масла из радиатора 1734 в масло-
бак; 15—всасывающий рукав маслонасоса турбокомпрессора; 16—датчик-сигнализатор уровня масла;
17—сливная пробка; 18—маслобак; 19—трубопровод суфлирования масляных полостей быстроходного
редуктора и редуктора винта; 20—трубопровод подвода масла на обогрев носка маслобака; 21—
маслорадиатор 5351Т; 22—сливные пробки; 23—гибкие рукава
кания масла из одной части бака в дру-
гую, а в стенках кармана — отверстия
для поступления масла в карман. К пере-
городке приварены стакан 18 для датчи-
ка уровня масла, трубка для масломер-
ной линейки и две дренажные трубки по
одной с каждой стороны бака.
Внутри бака в верхней части приваре-
ны два воздухоотделителя. Воздухоот-
делитель типа «Циклон» соединен через
штуцер 6 с линией подачи масла из отка-
чивающих секций насоса свободной тур-
бины и представляет собой цилиндр с
отверстием в верхней части. Шнековый
воздухоотделитель связан через угольник
5 с линием подачи масла из откачи-
вающих секций насоса турбокомпрессора
и состоит из шнека, цилиндрического
корпуса и лотка. Шнек представляет
собой червяк с полым валом. Масловоз-
душная смесь под давлением попадает
внутрь корпуса по касательной к стенке.
Масло, отделенное под действием центро-
бежных сил, стекает в лоток и далее в
бак, воздух же через отверстия в шнеке
уходит вверх в трубопровод суфлирова-
ния.
В верхней части бака ввернуты шту-
цер 3 слива масла из регулятора винта,
тройник 4 системы суфлирования, а так-
же угольник 15 под&одд масла для обог-
рева носка маслобака. К угольнику 15 из-
нутри подведена труба 26, по которой
масло подается в полость обогрева носка,
образованную наружным и внутренним
носками бака.
В нижней части бака ввернуты шту-
цер 10 отбора масла к нагнетающим сек-
циям насоса свободной турбины и уголь-
ник 14 отбора масла к нагнетающим сек-
циям насоса турбокомпрессора, а также
штуцер с ввернутой в него сливной проб-
кой 13.
Количество масла в баке измеряется
93
Рис. 6.6. Маслобак:
/—чашка; 2—обечайка; 3—штуцер слива масла из регулятора винта; 4—тройник суфлирования мас-
лобака и полостей редукторов двигателя; 5—угольник подачи масла от насоса турбокомпрессора; 6—
штуцер подачи масла от насоса свободной турбины; 7—фланец; 8—стенка; 9—внутренняя обечайка;
10—штуцер отбора масла к насосу свободной турбины; 11—приемник П-1 температуры масла; 12—
фланец маслобака; 13—сливная пробка; 14—угольник отбора масла к насосу турбокомпрессора; 15—
угольник подвода масла для обогрева носка маслобака; 16—канал; 17—противоперегрузочная перего-
родка; 18—стакан; 19—фланец; 20—датчик-сигнализатор ДМСК8А-25; 21—фильтр; 22—заливная
горловина; 23—крышка; 24—мерная линейка; 25—внутренний носок; 26—труба обогрева
мерной линейкой 24, имеющей градуи-
ровку от 8 до 20 л через каждый литр.
Контроль минимально допустимой зап-
равки в полете производится с помощью
датчика-сигнализатора 20 уровня масла.
Блок маслорадиаторов состоит из
двух воздушно-масляных радиаторов
1734 и 5351Т (рис. 6.7). Принцип
действия маслорадиатора заключа-
ется в охлаждении масла, циркули-
рующего по трубкам, потоком набе-
гающего воздуха. Воздух для охлаж-
дения забирается через входной тун-
нель 2, выход — через туннель 9.
Суммарная вместимость полостей
радиаторов 5 л.
Маслорадиаторы 1734 и 5351Т
пластинчато-ребристые. Каждый ра-
диатор состоит из блока охлаждаю-
щих элементов, трубных досок и кры-
шек. Блок охлаждающих элементов
изготовлен из плоских алюминиевых
трубок, концы которых вставлены в
отверстия трубных досок и опаяны
силумином. Для придания блоку
жесткости и увеличения охлаждаю-
щей поверхности между трубками ус-
тановлены гофрированные пластины.
Горячее масло циркулирует по труб-
кам, охлаждающий воздух — между
ними.
94
На верхних крышках вварены
фланцы с отверстиями под штуцера
5 и 12 входа и выхода, обозначенные
трафаретами ВХОД и ВЫХОД, на
нижних — фланцы с пробками слива.
На входе в радиатор 1734 уста-
новлен редукционный клапан, а на
крышке радиатора 5351Т — термо-
клапан с предохранительной пружи-
ной. Редукционный клапан обеспе-
чивает частичный перепуск масла в
обход охлаждающих элементов при
возрастании давления на входе в ра-
диатор. Термоклапан предназначен
для автоматического регулирования
температуры масла на выходе из ра-
диатора путем частичного перепуска
масла через маслорадиатор при тем-
пературе его ниже 50—55 °C. При по-
вышении температуры до 50—55 °C
все масло, поступающее к маслора-
диатору, проходит через охлаждаю-
щие элементы маслорадиатора.
При резком возрастании давле-
ния масла на входе в радиатор
термоклапан работает как предохра-
нительный клапан. Преодолевая уси-
лие предохранительной пружины, он
перепускает масло в обход охлаж-
дающих элементов.
Носовая часть входного туннеля и
разделительного носка блока масло-
радиаторов обогревается горячим
воздухом из противообледенитель-
ной системы самолета.
Выходной туннель состоит из кор-
пуса, створки и механизма привода
створки. Корпус и створка изготов-
лены из стеклоткани с пенопласто-
вым заполнителем.
Флюгерный насос предназначен
для подачи масла во втулку винта
с целью установки лопастей винта
во флюгерное положение или вывода
из него. Он состоит из шестеренного
насоса высокого давления, реверсив-
ного электродвигателя постоянного
тока и распределительной коробки
РК-3, установленной на задней
крышке насоса.
Насос работает по принципу последо-
вательного вытеснения масла из впадин
Рис. 6.7. Блок маслорадиаторов:
1—разделительный носок; 2—входной туннель; 3—передняя фланцевая доска; 4—маслорадиатор
5351T; 5, 12—штуцера; 6—задняя фланцевая доска; 7—трос; 8—кронштейн; 9—выходной туннель;
10—створка; 11—маслорадиатор 1734; 13—проставка
95
. Я цилиндру бинта.
а> б полость тяжелого шага
ti
К цилиндру бинта
в полость легкого шага
Рис. 6.8. Схемы работы насоса с распределительной коробкой РК-3:
а—ввод во флюгер; б—вывод из флюгера; 1, 4—обратные клапаны; 2—пружина; 3—редукционный
клапан; 5—челночный клапан
а
между зубьями спаренных шестерен. Вы-
ходя из зацепления, зубья шестерен в ли-
нии всасывания освобождают объем впа-
дин. Впадина заполняется жидкостью,
которая затем переносится на линию наг-
нетания. В линии нагнетания происходит
обратный процесс: зубья шестерен входят
в зацепление и выталкивают масло из
впадин.
При работе насоса с распределитель-
ной коробкой РК-3 (рис. 6.8) в режиме
ввода во флюгер масло из бака через
клапан 4 поступает в линию всасыва-
ния насоса и под давлением, опреде-
ляемым затяжкой пружины 2 редукцион-
ного клапана 3, нагнетается в полость
втулки винта на ввод во флюгерное поло-
жение. Клапан 1 при этом закрыт. При
повышении давления излишки масла пе-
репускаются через клапаны 5 и 3 в линию
всасывания.
При изменении направления враще-
ния насоса масло через клапан 1 посту-
пает в линию всасывания насоса и нагне-
тается в полость винта на вывод из флю-
герного положения. Клапан 4 при этом
закрыт. При повышении давления излиш-
ки масла перепускаются через челноч-
ный и редукционный клапаны в линию
всасывания.
Максимальное давление масла, созда-
ваемое насосом при az = 4000 об/мин,
60 кгс/см 2 (6 МПа).
Режим работы насоса циклический.
Каждый цикл состоит из двух включе-
ний в правом и левом направлениях вра-
щения. После четырех циклов перерыв
до полного охлаждения электродвигате-
ля. Продолжительность включения 20 с
при одном направлении вращения. Пере-
должен составлять 10 мин.
ры
Контролируемыми параметрами
маслосистемы являются: давление
масла в системах турбокомпрессора
(ТК) и свободной турбины винта
(ТВ), температура масла на входе в
двигатель, минимальный остаток
масла в маслобаках, минимальное
давление масла в системе и предель-
ная температура масла. Кроме того,
в системе предусмотрен контроль за
появлением стружки в масле.
6.3. Предполетный осмотр
и техническое обслуживание
При внешнем осмотре самолета
перед выполнением полета экипаж
должен убедиться в том, что:
двигатели расчехлены, заглушки
сняты;
капоты двигателей и лючки зак-
рыты;
на поверхностях воздухозаборни-
ков двигателей и лопастей винтов нет
льда, инея и внешних повреждений;
створки маслорадиаторов закры-
ты;
входные каналы двигателей чис-
тые, посторонние предметы в них от-
сутствуют;
подтеки масла отсутствуют.
96
Запуск, прогрев и опробование
двигателей осуществляются в соот-
ветствии с рекомендациями Руковод-
ства по летной эксплуатации само-
лета.
Дозаправку баков маслом необ-
ходимо осуществлять только через
5...10 мин после опробования и оста-
нова двигателя.
При техническом обслуживании
силовой установки по формам Б и Е
необходимо:
осмотреть винты и проверить лег-
кость их вращения;
осмотреть входные каналы воз-
духозаборников;
осмотреть гондолы двигателей с
земли;
осмотреть входные и выходные
каналы воздухозаборников маслора-
диаторов.
При техническом обслуживании
силовой установки по форме Ж необ-
ходимо дополнительно к работам по
форме Б:
установить заглушки;
зачехлить двигатели (при необхо-
димости).
Г лава 7
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
7.1. Общая характеристика

Топливная система самолета
обеспечивает надежную подачу топ-
лива из баков-кессонов крыла в на-
сосы двигателей на всех режимах
полета самолета и работы двигате-
лей. Она состоит из топливных баков-
кессонов, системы дренажа, систем
выработки и слива топлива, управ-
ления и контроля работы топливной
системы.
Топливная система (рис. 7.1)
представляет собой две самостоя-
тельные подсистемы: левую и пра-
вую. Каждая подсистема обеспечи-
вает питание соответствующего дви-
гателя. Обе подсистемы объединены
между собой трубопроводом кольце-
вания с .электромагнитным краном
/7, при открытии которого обеспе-
чивается возможность подачи топли-
ва в один или два двигателя из лю-
бой подсистемы.
В качестве топлива применяется
авиационный керосин марок Т-Г, ТС-
1, РТ. Топливо указанных марок раз-
решается смешивать в любых про-
порциях. При температуре наружно-
го воздуха 5 °C и ниже в топливо
добавляется жидкость «И» в коли-
честве (0,1 ±0,15) % по объему.
Жидкость должна быть хорошо пере-
мешана с топливом. Вместо жидкости
И допускается применение жидкос-
тей ТГФ, ТГФ-М, И-М.
7.2. Топливные баки
и система их дренажа
Топливо размещается в четырех
баках-кессонах (далее по тексту —
баках), которые названы баками
1 - и 2-й очередей согласно очереднос-
ти выработки топлива. Баки располо-
жены симметрично относительно ну-
левой нервюры крыла. Эксплуата-
ционная вместимость баков
(19601?^8б) л, в том числе 1-й очере-
ди [ (2 X ЗОО)±63 ] л, 2-й очереди
[(2X680) ЛЭД л.
Баки 1-й очереди расположены!
между герметичными нервюрами
№ 3—7. В каждом баке установлены
перекачивающий насос (СН-6) 4, два
датчика топливомера 3, два клапана
слива конденсата 16.
Баки 2-й очереди расположены
между нервюрами № 10 и 21. В каж-
дом баке между нервЬрами № 10 и, 12
расположены расходные отсеки. Для
ускорения перетекания топлива в
расходные отсёки при заправке само-
лета в средних частях нервюр № 12 в
противоотливных рукавах установ-
4 Зак. 1663
97
От'сигнализаторов давления перед насосами-регуляторами двигателей
ПРАВ ДВ — НЕТ ДАВЛ ТОПЛ [
ЛЕВ ДВ - НЕТ ДАВЛ ТОПЛ
Ословные обозначения-.
| лев да - толл фильтр |
--------—
ПРАВ ДВ - ТОПЛ ФИЛЬТР
ОТКАЗ СИГИ РЕЗЕРВ ТОО
КРАНЫ
РЕЗЕРВН О СТАТ ТОПЛ|
откр
ЗАИР
Расходный отсек
Р° герметической нервюры
17
Л£В
ЕТТКР
ПРАВ
ОТКР
-трубопроводы выработки топлива
-трубопроводы перекачки топлива
-трубопроводы дренажа
- функциональные связи
От датчика-
сигнализатора
правого полу крыла
прогивапа*
л
К пожарному крану
правого прлукрыла
От сигнализаторов
перепада давления на срильтрах
двигателей.
КРАН
40ЧЕР
НАСОС НАСОС
20ЧЕР 20ЧЕР
БЛОК С И ГН АЛ ИЗ А--
----- ЦИИ РЕЗЕРВНОГО
ОСТАТКА
24
10
21
X100кг
ИТ9-2
D-
ч
-----датчикам
г— топливомера
В магистраль подачи
топлива к правому
двигателю
ИТ9-4

21
20
1-я очередь
11 12 13 14 в .15 16
ТОПЛИВО*»
ЛЕВ ПРАВ
контр камер
и гиги о с таг
Л п
2 х-пакг
*
-*----	Рис. 7.1. Функциональная схема топливной системы:
1, 25 — поплавковые клапаны; 2 — заправочная горловина; 3 — датчик топливомера; 4 — струйный
насос; 5 — тарельчатый межбаковый обратный клапан; 6 — клдпан противоотлявного рукава; 7—
электрический центробежный насос; 8 — обратный клапан; 9 — датчик-сигнализатор резервного остатка
топлива; 10—подпружиненный обратный клапан; //-—сигнализатор давления; 12 — воздухозаборник
дренажа; 13 — вакуумный клапан; 14 — жиклер; 15 — электромагнитный перекрывной кран 1-й очереди;
16 — клапан слива; /7 — электромагнитный кран кольцевания; 18 — электромагнитный перекрывной
(пожарный) кран; 19 — штуцер консервации двигателя; 20—кран слива конденсата; 21 — фильтр;
22—рукав; 23 — кран слива топлива; 24 — дренажный бачок; 26 — тарельчатый обратный клапан.
..  _ t -  ,  •—_     _ _   __ —  - _ __ _____ - _       — -_   -	• _ _ — —   
лено по три тарельчатых обратных
клапана 26. Для перетекания топли-
ва из баков 2-й очереди в расходные
отсеки при выработке топлива само-
теком в нижних частях нервюр № 12
установлены Тарельчатые межбако-
вые обратные клапаны 5.
В каждом баке 2-й очереди уста-
новлены перекачивающий струйный
насос (СН-6) 4, поплавковый кла-
пан системы дренажа /9, четыре
датчика топливомера 3, поплавковый
клапан перекачки 1.
Перекачивающие струйные насо-
сы СН-6, установленные в баках 1-й
и 2-й очереди, представляют собой
агрегат, в котором происходит пере-
дача энергии активного потока рабо-
чей жидкости потоку перекачиваемой
жидкости. Насос состоит из корпуса,
сопла и смесителя. При подаче актив-
ного топлива (от подкачивающих
насосов) через сопло топливо, нахо-
дящееся в смесителе, увлекается ак-
тивным топливом и перекачивается
в расходный отсек или в бак 2-й оче-
реди.
В каждом расходном отсеке уста-
новлены два подкачивающих насо-
са (ЭЦН-75Б) 7, блок обратных
клапанов, два датчика топливомера
3, датчик-сигнализатор резервного
остатка топлива 9, клапан слива
конденсата 16.
Электроприводной центробежный
насос ЭЦН-75Б предназначен для
подкачки топлива из расходного от-
сека в топливную систему двигателя.
Насос . внутрибакового исполнения,
взрывобезопасный, приводимый во
вращение электродвигателем, смон-
тированным в корпусе совместно с
насосом. Электродвигатель насоса
охлаждается через стенки цилиндра
топливом, находящимся в баке. При
вращении крыльчатки топливо.посту-
пает в насос через крышку насоса и
1 выбрасывается крйльчаткой в коль-
цевой сборник корпуса, откуда под
давлением попадает в топливную ма-
гистраль.
Все топливное баки оборудованы за-
ливными горловинами (рис. 7.2). За-
ливная горловина представляет собой
проем в верхней обшивке крыла, на кото-
ром укреплена подпружиненная крышка
с нажимным замком. Под крышкой внут-
ри бака имеется фланец, прикрепленный
к нижней поверхности обшивки, в кото-
рый вставлен маталлический сетчатый
фильтр. На фланце укреплена на цепоч-
ке съемная крышка заливной горловины,
на фланце имеются прорези для введения
в них траверсы
горловины. На
при закрытии
части фланца
крышки
донной
11
14
Рис. 7.2. Заливная горловина:
/—нижняяобшивка; 2—кронштейн; 3—дренажная
трубка; 4. 14—штуцера; 5—фланец; 6—верхняя
обшивка крыла; 7—цепочка; 8—рукоятка; 9—тра-
верса; 10—крышка проема; 11—крышка горлови-
ны; 12—уплотнительное кольцо; 13—фильтр
99
имеется канавка для сбора влаги, по*
павшей через крышку проема. В нижней
части канавки просверлено отверстие, к
которому подведена дренажная трубка с
нижней поверхности крыла. Крышка за-
ливной горловины с траверсой представ-
ляет собой винтовую пару, расходящуюся
при вращении рукояти.
В каждом полукрыле между нер-
вюрами № 7 и 10 расположены негер-
метичные межбаковые пространства,
в которых установлены (см. рис. 7.1)
пожарные краны двигателей 18 и пе-
рекрывные краны насосов 1-й очере-
ди 15, дренажные бачки 24, кран
кольцевания 17 (в правом межбако-
вом пространстве).
Пожарные и перекрывные элект-
роуправляемые краны служат для
открытия и закрытия топливных ма-
гистралей я могут находиться только
в положениях ОТКРЫТО или ЗАК-
РЫТО, что обеспечивается отключе-
нием электромеханизма крана в
крайних положениях концевыми
выключателями.
Дренаж топливных баков каждо-
го полукрыла осуществляется возду-
хом, забираемым воздухозаборником
дренажа 12, расположенным на ниж-
ней обшивке крыла между нервю-
рами № 9 и 9А. От воздухозаборника
воздух поступает по трубопроводу к
дренажному бачку, который в свою
очередь двумя трубопроводами сое-
динен с верхней частью топливных
баков. Для слива топлива, попавше-
го в бачок по трубопроводам из ба-
ков-кессонов, предусмотрено его сое-
динение с помощью дополнительного
трубопровода с баком 1-й очереди.
На конце этого трубопровода уста-
новлен тарельчатый обратный кла-
пан, запирающий бачок от попада-
ния в него топлива из бака 1-й оче-
реди .
К трубопроводу, идущему от воз-
духозаборника, подсоединен еще
один трубопровод с обратным ва-
куумным клапаном 13, служащим
для предохранения крыла от разру-
шения при закупорке дренажного от-
верстия.
Трубопроводы дренажа в баках
имеют по два выхода для обеспече-
100
ния дренажа при кренах. В трубопро-
воде бака 2-й очереди на выходе у
нервюры № 12, который расположен
ниже выхода у нервюры № 21, уста-
новлен поплавковый клапан 25.
При крене выход у нервюры № 21
погружается в топливо и дренаж ба-
ка в этом случае осуществляется че-
рез выход у нервюры № 12 при откры-
том поплавковом клапане. При на-
полнении бака топливом во время пе-
рекачки топлива из бака 1-й очереди
в бак 2-й очереди или при заправке
бака 2-й очереди поплавковый кла-
пан закрывает выход из нервюры
№ 12, преграждая топливу путь в
дренажный бачок. Дренаж топлив-
ных баков в этом случае осуществля-
ется через открытый выход у нервю-
ры № 21. Дренаж расходного отсека
происходит через щели в местах
установки съемной панели на герме-
тичную нервюру № 12.
„	с
а.
7.3. Системы выработки
и слива топлива
Система выработки топлива обес-
печивает принудительную подачу
топлива к двигателям с помощью
электрических центробежных подка-
чивающих насосов или самотеком.
Магистрали выработки топлива
начинаются от двух подкачивающих
центробежных насосов, установлен-
ных в расходных отсеках баков 2-й
очереди. Для обеспечения подкачки
топлива при отрицательных перег-
рузках насос № 2 установлен выше
насоса № 1. От насосов топливо под-
водится к сигнализатору давления 11
и к крестовине, представляющей со-
бой блок обратных клапанов. Обрат-
ные клапаны служат для запирания
неработающего насоса при работе
другого.
Обратный клапан 19, установлен-
ный в трубопроводе, идущем от насо-
са № 2, подпружинен и открывается
давлением топлива 0,07...0,1 кгс/см 2
(7... 10 кПа). Благодаря этому при
отказе, обоих насосов выработка топ-
лива происходит только через низко
установленный насос № 1, что обес-
печивает полную выработку топлива
из расходного отсека без подсоса
воздуха.
От крестовины отходят два трубо-
провода, один к перекачивающему
насосу бака 2-й очереди 4, второй к
тройнику. Струйный перекачиваю-
щий насос, установленный в баке
2-й очереди, служит для перекачки
топлива из бака 2-й очереди в расход-
ный отсек с целью создания в нем по-
вышенного уровня топлива по срав-
нению с баком 2-й очереди. Пере-
качивающий насос соединен дюрито-
вым шлангом с трубопроводом, ко-
торый проведен в расходный отсек
к тарельчатому обратному клапану
26 на нервюре № 12.
От тройника трубопровод магист-
рали выработки подведен к пожарно-
му крану двигателя 18, установлен-
ному в межбаковом пространстве. От
пожарного крана трубопровод про-
веден в гондолу двигателя, где сое-
динен со штуцером консервации 19,
фильтром 21, краном слива 23, уста-
новленными в гондоле двигателя с
левой стороны. Заканчивается ма-
гистраль выработки гибким рукавом
22, по которому топливо подводится
в топливную систему двигателя.
Магистрали выработки, как уже
отмечалось, соединены между собой
трубопроводом кольцевания с кра-
ном кольцевания 17, установленным
в правом межбаковом пространстве.
В трубопроводе кольцевания уста-
новлены жиклеры 14 для стравлива-
ния воздушных пробок из трубопро-
вода кольцевания.
Магистраль перекачки топлива
начинается от тройника, соединенно-
го с перекрывным краном 1-й очере-
ди 15, перекачивающим струйным на-
сосом 4, установленным в баке 1-й
очереди, и заканчивается поплавко-
вым клапаном 1, установленным в
баке 2-й очереди на нервюре № 20.
Из баков 1-й очереди топливо пе-
рекачивается в бак 2-й очереди пере-
качивающими насосами только при
наличии топлива в баках 2-й оче-
реди, работающих подкачивающих
насосах и открытых перекрывных
кранах 1-й очереди.(
Для автоматического измерения
количества топлива и сигнализации
его резервного остатка на самолете
установлен топливомер (система уп-
равления и измерения топлива
СУИТ5-4), который также выдает ин-
формацию о запасе топлива на само-
лете в бортовые средства контроля и
регистрации полетных данных и на
землю через самолетный ответчик.
Электропитание топливной системы
осуществляется от бортового или на-
земного источника электропитания.
Управление и контроль за работой
системы выработки топлива выпол-
няются из кабины экипажа (рис.
7.3). Функциональное наз^чение ор-
ганов управления и контроля приве-
дено в табл. 2.
Таким образом, работа насосов и
открытое положение кранов контро-
лируются по горению соответствую-
щих ламп-кнопок, при этом лампы-
кнопки находятся в утопленном по-
ложении. Отключение насосов и зак-
рытие кранов осуществляются пов-
торным нажатием ламп-кнопок, при
этом кнопки гаснут и выходят из
утопленного положения.
Слив топлива из баков самолета
производится через краны слива 23,
установленные в гондолах двигателя
(см. рис. 7.1). Топливо из баков 2-й
очереди сливается при открытых по-
жарных кранах двигателей с включе-^
нием подкачивающих насосов. Топ-
ливо из баков 1-й очереди сливается
после предварительной перекачки его
в баки 2-й очереди с последующим
сливом-топлива из баков 2-й очереди.
Слив топлива может произво-
диться и через клапаны слива конден-
сата 16, установленные на обшивке
крыла в нижних точках всех баков.
В баках 1-й очереди установлено по
два клапана слива, в баках 2-й очере-
ди по одному в расходных отсеках.
Несливаемый остаток топлива
при сливе через краны слива при
включенных подкачивающих насосах
составляет не более 16 л, при сливе
через клапаны слива конденсата: из
101
Таблица 2
Наименование органов управления и индикации
г
Функциональное назначение
Средняя панель приборной доски пилотов
Два переключателя ПРОТИВОПОЖ КРА-
НЫ (ЛЕВ и ПРАВ) с положениями ОТКР
и ЗАКР, фиксируемых защитной планкой
Два светосигнальных табло ЛЕВ ОТКР
н ПРАВ. ОТКР с зелеными светофильтрами
Лампа-кнопка КОЛЬЦ
Четыре лампы-кнопки
НАСОС 2 ОЧЕР
Две лампы-кнопки
КРАН 1 ОЧЕР
Два двухстрелочных индикатора-топливо-
мера ИТ9-1 1 ОЧЕР и ИТ9-2 2 ОЧЕР
Открытие и закрытие пожарных кранов двига-
телей
Сигнализация открытого положения пожарных
кранов двигателей
Загорание лампы-кнопки свидетельствует об
открытом положении крана кольцевания. От-
крытие и закрытие крана кольцевания осу-
ществляются вручную нажатием на лампу-
кнопку
Загорание кнопки сигнализирует о включении
подкачивающего насоса. Включение и отключе-
ние подкачивающего насоса осуществляются
вручную нажатием на лампу-кнопку
Загорание лампы-кнопки сигнализирует об
открытом положении перекрывного крана 1-й
оче’реди. Открытие и закрытие перекрывного
крана осуществляются вручную нажатием на
лампу-кнопку	,
Стрелочная индикаций количества топлива
в каждом из симметричных баков очередной
выработки. Стрелка «Л» указывает количество
топлива в левом баке, стрелка «П»— в правом
Верхний пульт пилотов
Два выключателя ТОПЛИВОМЕР
(ЛЕВ и ПРАВ) с положениями верхним
и ОТКЛ
Кнопка КОНТР ИЗМЕР и СИГН ОСТАТ
Желтые таб'ло:
ЛЕВ ДВ — НЕТ ДАВЛ ТОПЛ, ПРАВ
ДВ — НЕТ ДАВЛ ТОПЛ
ЛЕВ ДВ — ТОПЛ ФИЛЬТР, ПРАВ ДВ —
ТОПЛ ФИЛЬТР
РЕЗЕРВН ОСТАТ ТОПЛ
ОТКАЗ СИГН РЕЗЕРВ ТОПЛ
г
У
г
баков 1-й очереди не более 6 л, из ба-
ков 2-й очереди не более 4 л.
Работа системы. При включении
электропитания самолета должно за-
гореться табло ЛЕВ ДВ — НЕТ
ДАВЛ ТОПЛ и ПРАВ ДВ — НЕТ
ДАВЛ ТОПЛ, что свидетельствует об
отсутствии давления топлива перед
топливными насосами двигателей.
При открытии пожарных кранов
двигателей и включении четырех
подкачивающих насосов должны за-
гореться табло ЛЕВ OtKP, ПРАВ
ОТКР и четыре лампы-кнопки НА-
СОС 2 ОЧЕР, погаснуть табло ЛЕВ
ДВ —НЕТ ДАВЛ ТОПЛ, ПРАВ
Включение и отключение топливомеров левого
и правого полукрыльев
Проверка исправности индикаторов ИТ9-1,
ИТ9-2 и табло РЕЗЕРВН ОСТАТ ТОПЛ
Сигнализация падения давления топлива на
входе в двигатель ниже 0,4 кгс/см2 (40 кПа).
Табло загорается не позднее, чем через 20 с после
отключения подкачивающих насосов НАСОС
2 ОЧЕР при открытом пожарном кране двигателя
Сигнализация засорения топливного фильтра
двигателя
Сигнализация резервного остатка топлива
Сигнализация неисправности блока
БРП8Б-2 СУИТ5-4
ДВ — НЕТ ДАВЛ ТОПЛ, что свиде-
тельствует об открытии пожарных
кранов двигателей, работе насосов
и наличии давления Топлива перед
двигателями, т. е. о готовности топ-
ливной системы к запуску двигате-
лей.
После запуска двигателей выра-
ботка топлива в этом случае будет
производиться только из баков 2-й
очереди.
При открытии кранов 1-й очереди
начнется перекачка топлива из баков
1-й очереди в баки 2-й очереди, бла-
годаря тому что часть топлива от
подкачивающих насосов проходит
102
ЛЕВ ДВ - НЕТ ДАВЛ ТОПЛ 111ПРА В ДВ - Н ЕТ ДАВЛ ТОПЛ
X
Рис. 7.3. Расположение органов управления и контроля работы топливной системы в кабине
экипажа
через перекрывной кран 1-й очереди,
подсосав топливо через струйный
насос из бака 1-й очереди, поступа-
ет по трубопроводу к поплавковому
клапану, установленному в баке 2-й
очереди, и через него выливается в
бак 2-й очереди.
При заполнении бака 2-й очереди
поплавковый клапан закрывается,
прекращая поступление топлива от
перекачивающего насоса из бака 1-й
очереди. По мере выработки топлива
из бака 2-й очереди поплавок опуска-
ется, клапан открывается и перекач-
ка топлива из бака 1-й очереди про-
должается.
Количество выработанного топли-
ва контролируется по индикаторам
топливомера: 1-й очереди по ИТ9-1Ь
2-й очереди по ИТ9-2. Невырабаты-
ваемый остаток топлива при рабо-
тающих подкачивающих насосах
16 кг, при неработающих 36 кг в ба-
ках 2-й очереди и, кроме того, топли-
во, оставшееся в баках 1-й очереди.
При остатке топлива в одном из
баков 2-й очереди (100 ± 10) кг заго-
юз
рается табло РЕЗЕРВЫ ОСТАТ
ТОПЛ, сигнализирующее о резерв-
ном остатке топлива.
7.4. Эксплуатация
топливной системы
Л-
Доступ к агрегатам и трубопро-
водам топливной системы, находя-
щимся в баках-кессонах, осуществ-
ляется через съемные панели на верх-
ней поверхности крыла, к подкачи-
вающим насосам и датчикам системы
СУИТ5-4— через лючки; к кранам —
через люки «Топливные краны»; к
агрегатам и трубопроводам,
находящимся в гондолах двигате-
лей,-— через капоты кондол двигате-
лей и лючки. Расположение мест
обслуживания топливной системы
показано на рис. 7.4 и 7.5.
При оперативном техническом
обслуживании работоспособность
топливной системы проверяется толь-
ко по форме Г, а при техническом
обслуживании топливной системы
If
Рис. 7.4. Расположение мест обслуживания агрегатов топливной системы на самолете
(вид снизу):
1—кран слива топлива; 2—топливный фильтр; 3—штуцер консервации двигателя; 4—топливный насос;
5—воздухозаборник дренажа; 6—клапан слива топлива
15
Рис. 7.5. Расположение мест обслуживания
агрегатов топливной системы на самолете
(вид сверху):
I, 2, 4—заправочные горловины; 3—краны
СИГНАЛИЗАТОР
ДСИ 5

ЗАПРАВКА
ТОПЛИВОМ
ДАТЧИК
ТОПЛИВОМЕРД
СУИТ
104
самолета по формам Б и Е предус-
матривается заправка системы топ-
ливом и слив отстоя.
На аэродромах, где отсутствует
технический состав, допущенный
к обслуживанию самолета, ответст-
венность за заправку самолета топ-
ливом и надежное закрытие горло-
вины топливных баков возлагается
на второго пилота.
Заправка самолета топливом про-
изводится через заливные горловины.
Вначале заправляются баки 2-й оче-
реди, а затем баки 1-й очереди. Мак-
симальная заправка самолета топли-
вом 1520 кг (рт — 0,775 г/см 3), в том
числе в баках l-й очереди (2Х
Х240) кг, в баках 2-й очереди (2Х
Х520) кг.
Если для выполнения задания
потребное количество топлива мень-
ше или равно общей заправочной
вместимости баков 2-й очереди, то в
этом случае заправка производится
только в баки 2-й очереди. Разность
между количеством топлива в полу-
крыльях после заправки должна
быть не больше 50 кг. При скорости
ветра больше 10 м/с заправку са-
молета топливом необходимо начи-
нать с полукрыла, со стороны которо-
го дует ветер.
Перед заправкой самолета топ-
ливом необходимо убедиться в том,
что:
на стоянке имеются пожарные
средства;
топливозаправщик установлен
возле самолета с таким расчетом,
чтобы выхлопные газы от двигателя
топливозаправщика не попадали на
самолет;
самолет и топливозаправщик за-
землены;
паспорт на топливо оформлен
правильно;
топливная емкость и агрегаты
топливозаправщика опломбированы;
самолет установлен на стояноч-
ный тормоз;
заправочный пистолет не загряз-
нен.
Непосредственно перед заправкой
самолета тойливом необходимо так-
же проверить отстой топлива в топ-
ливозаправщике.
Порядок заправки следующий:
уложить заправочный шланг на
крыло, не допуская повреждений
обшивки самолета;
открыть заливную горловину и
установить ограничитель уровня топ-
лива;
Для открытия заливной горловины
необходимо нажать пальцем на замок.
После открытия крышки люка вращать
рукоятку крышки заливной горловины
против часовой стрелки до выхода тра-
версы из зацепления с фланцем, после
чего снять крышку.
Ограничитель уровня топлива пред-
ставляет собой мерную линейку с огра-
ничительной шайбой. На профиле мерной
линейки с обеих сторон нанесены шка-
лы, градуированные соответственно вмес-
тимости каждой группы баков. Для фик-
сации ограничительной шайбы на про-
филе имеется два отверстия под стопор.
Количество топлива в баках измеряется
через заливные горловины с предвари-
тельной установкой ограничительной
шайбы под соответствующей шкалой,
заземлить заправочный писто-
лет в горловине;
вставить заправочный пистолет в
горловину и открыть клапан писто-
лета;
При заправке самолета в неблагопри-
ятных погодных условиях (дождь, пыль
и т. д.) необходимо накрывать залив-
ную горловину чистым чехлом во избе-
жание попадания в топливо посторонних
примесей.
дать команду на подачу топлива;
При заправке количество заправляе-
мого топлива контролируется по расходо-
меру топливозаправщика; производи-
тельность заправки должна быть макси-
мально возможной, при которой топливо
не разбрызгивается через заливную гор-
ловину.
. заправить бак в соответствии с
расчетом. По окончании заправки
вынуть заправочный пистолет из гор-
ловины, отсоединить заземление пис-
толета, снять ограничитель уровня
топлива и закрыть заливную горло-
вину;
Для закрытия заливной горловины
необходимо установить крышку на место,
ввести траверсу в зацепление и усилием
105
руки завернуть рукоятку, после чего зак-
рыть крышку проема.
аналогично заправить остальные
баки;
убедиться в отсутствии течи топ-
лива из баков;
проверить по индикаторам само-
летного топливомера количество топ-
лива в баках.
Слив и проверка отстоя топли-
ва производятся с целью выявления
и удаления из топливной системы
механических примесей, воды и крис-
таллов льда.
Контроль отстоя топлива произ-
водится:
при приемке самолета экипажем
(если не будет производиться заправ-
ка самолета);
перед заправкой самолета топли-
вом;
после заправки самолета топли-
вом.
Во всех указанных случаях от-
стой топлива необходимо сливать из
всех шести клапанов топливных ба-
ков не раньше чем через 15 мин после,
заправки.
Для открытия клапана слива необхо-
димо нажать на грибок клапана штырем-
лейкой (из Комплекта наземного оборудо-
вания). Клапан отойдет от седла, топли-
во из окон в корпусе вытечет в штырь-
лейку и оттуда — в емкость. В случае
длительного слива топлива штырь-лейку
после нажатия необходимо повернуть на
90 °, в этом случае грйбок штыря-лейки
своими заплечиками упрется изнутри во
фланец корпуса клапана и штырь-лейка
повиснет на корпусе клапана.
При оценке технического состоя-
ния топливной системы перед выпол-
нением полета, в случае если члены
экипажа не принимали участия в зап-
равке самолета, необходимо убедить-
ся в том, что отстой топлива слит, в
нем нет механических примесей, воды
или кристаллов льда, подтеки топли-
ва из баков и мотогондол отсутству-
ют.
Подготовка топливной системы
к работе выполняется в следующем
порядке:
включить топливомер; проверить
его работоспособность и сигнализа-
цию резервного остатка топлива, для
чего необходимо нажать кнопку
КОНТР ИЗМЕР И СИГН ОСТАТ и
убедиться, что стрелки указателей
топливомера отклоняются в сторону
максимальных показаний и горит
табло РЕЗЕРВЫ ОСТАТ ТОПЛ.
После отпускания кнопки стрелки
должны возвратиться в исходное по-
ложение, а табло — погаснуть. Если
хотя бы в одном из баков 2-й очереди
количество топлива меньше 360 кг,
после включения топливомера воз-
можно горение табло РЕЗЕРВЫ
ОСТАТ ТОПЛ, которое должно по-
гаснуть через 1-2 мин после включе-
ния подкачивающих насосов;
убедиться, что количество топли-
ва в баках по указателям топливо-
мера соответствует расчетному;
проверить открытие и закрытие
перекрывных кранов 1-й очереди,
крана ^кольцевания, пожарных кра-
нов.
Перед запуском двигателей от
аэродромного источника питания
необходимо:
включить все подкачивающие
насосы;
открыть пожарные краны;
открыть краны 1-й очереди (при
наличии топлива в баках 1-й очере-
ди).
При запуске двигателей от борто-
вых аккумуляторных батарей вклю-
чаются только подкачивающие насо-
сы № 1 и открываются пожарные
краны.
Вылет /самолета с промежуточно-
го аэродрома на базовый разреша-
ется в случае возникновения в топ-
ливной системе следующих неисправ-
ностей:
нет сигнализации работы одного
из подкачивающих насосов полукры-
ла, если насос с отказавшей сигнали-
зацией фактически работает (при
включении данного насоса табло...
НЕТ ДАВЛ ТОПЛ не горит);
нет сигнализации открытого поло-
жения пожарного крана, если таб-
ло... НЕТ ДАВЛ ТОПЛ не горит и
двигатель работает устойчиво;
нет сигнализации открытого поло-
жения крана 1-й очереди, если факти-
106
чески кран открыт и топливо выра-
батывается из бака 1-й очереди;
нет сигнализации или ложная сиг-
нализация резервного остатка топли-
ва, если при визуальном контроле и
по топливомеру количество топлива
соответствует расчетному. '
В полете при нормальной работе
топливной системы должны гореть
лампы-кнопки НАСОС 2 ОЧЕР и таб-
ло'ЛЕВ ОТКР, (ПРАВ ОТКР), а при
выработке топлива из баков 1-й оче-
реди — лампы-кнопки КРАН 1
ОЧЕР. После выработки топлива из
баков 1-й очереди (по указателю
ИТ9-1) необходимо закрыть краны
1-й очереди, при этом лампы-кнопки
КРАН Ь ОЧЕР должны погаснуть.
В процессе полета необходимо
следить за равномерностью выработ-
ки топлива из баков левого и правого
полукрыльев. При образовании раз-
ности количества топлива в баках
2-й очереди больше 50 кг необходимо
в горизонтальном полете открыть
кран кольцевания и отключить под-
качивающие насосы пОлукрыла с
меньшим количеством топлива. Пос-
ле выравнивания количества топлива
включить подкачивающие насосы и
закрыть кран кольцевания. При отка-
зе одного из двигателей для равно-
мерной выработки топлива из баков
также следует включить кран кольце-
вания.
На стоянке перед остановом дви-
гателей (перед переходом на пита нйё
от аккумуляторов) необходимо убе-
диться в том, что краны 1-й очереди
и кран кольцевания закрыты.
, Возможные неисправности и ре-
комендуемые действия экипажа при
их возникновении следующие.
Погасла одна лампа-кнопка НА-
СОС 2 ОЧЕР. В этом случае необхо-
димо проверить исправность лампы
и, если лампа исправна, отключить
насос. При полете в условиях «бол-
танки» допускается погасание сиг-
нальной лампы насоса № 2 на время
до 15 мин после прекращения отри-
цательных перегрузок.
Погасли обе лампы-кнопки НА-
СОС 2 ОЧЕР, одного полукрыла и
загорелось соответствующее табло...
НЕТ ДАВЯ ТОПЛ. Необходимо
после отключения неисправных насо-
сов закрыть кран 1-й очереди полу-
крыла с отказавшими насосами, от-
крыть кран кольцевания и произво-
дить выработку топлива на оба дви-
гателя из бака 1-й очереди полукры-
ла с исправными насосами. В этом
случае допускается разность коли-
чества топлива в баках 1-й очере-
ди левого и правого полукрыльев до
220 кг. После этого кран кольцева-
ния закрывается и питание двигате-
ля, расположенного на полукрыле с
отказавшими насосами, осуществля-
ется самотеком. Перед заходом на
посадку кран кольцевания открыва-
ется.
Загорелось табло... НЕТ ДАВ Л
ТОПЛ при работающих подкачиваю-
щих насосах полу крыла (лампы-
кнопки НАСОС 2 ОЧЕР горят). Не-
обходимо усилить контроль за пара-
метрами работы двигателя и конт-
роль за выработкой топлива из полу-
крыла. При изменении параметров
работы двигателя или при повышен-
ной выработке топлива необходимо
остановить двигатель, закрыть по-
жарный кращ выключить подкачи-
вающие насосы полукрыла и произ-
вести посадку на ближайшем аэрод-
роме.
Повышенная выработка топлива
из одного полукрыла. В этом случае
необходимо внешне' осмотреть соот-
ветствующий двигатель и полукрыло
и при наличии внешних признаков
подтекания топлива и возникнове-
ния кренящего момента произвести
посадку на ближайшем аэродроме.
Загорелось табло РЕЗЕРВН
ОСТАТ ТОПЛ не в соответствии с
у планом полета. Необходимо проконт-
ролировать фактическое количество
топлива по указателям топливомера,
и, если количество топлива в баке
2-й очереди хотя бы одного полукры-
ла соответствует резервному остатку
топлива, следует, установив причину
перерасхода топлива, произвести по-
садку на ближайшем аэродроме. Ес-
ли же количество топлива в баках
соответствует расчетному, то можно
продолжить полет по плану, контро-
лируя остаток топлива по топливо-
меру.
Отсутствуют показания количест-
ва топлива в баках 1-й и (или) 2-й
очередей обоих или одного полу-
крыльев, а табло РЕЗЕРВН ОСТАТ
ТОПЛ не горит, кренящий момент от-
сутствует. В этом случае надо убе-
диться в исправности сигнализации
резервного остатка топлива путем
нажатия на кнопку КОНТР ИЗМЕР
И СИГН ОСТАТ. В случае ее исправ-
ности разрешается продолжить полет
по плану, но при этом обоим двигате-
лям необходимо устанавливать оди-
наковый режим работы для исключе-
ния неравномерной выработки топли-
ва, усилив контроль за сигнальным
табло РЕЗЕРВН ОСТАТ ТОПЛ.
Загорелось табло... ТОПЛ
ФИЛЬТР. В этом случае необходимо
уменьшить режим работы соответст-
вующего двигателя до погасания таб-
ло, однако уменьшение режима мож-
но осуществлять только до режима
полетного малого газа. Если табло не
погасло, то следует произвести по-
садку на ‘ближайшем аэродроме.
Г л а в а 8
ПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
8.1. Общая характеристика
Пожарное оборудование самоле-
та предназначено для предупрежде-
ния возникновения пожара в гондо-
лах двигателей и кабийах, его лока-
лизации и тушения.
В качестве пассивных средств за-
щиты самолета от возникновения по-
жара и его локализации использова-
ны некоторые конструктивные меро-
приятия. В частности, в конструкции
мотогондол предусмотрены: противо-
пожарные экраны и перегородки, от-
деляющие горячие части двигателей
от холодных; обеспечение дренажа
мотогондол; установка перекрывных
(пожарных) кранов в топливной си-
стеме; использование трудновоспла-
меняемых материалов для декора-
тивной отделки кабин и быто-
вого оборудования.
Для тушения пожара в гондолах
двигателей предусмотрена стацио-
нарная система противопожарной
защиты, располагающая двумя оче-
редями тушения пожара. Тушение
пожара в кабинах самолета может
быть осуществлено с помощью пере-
носного ручного огнетушителя, уста-
новленного на перегородке у шпанго-
ута № 9 справа.
8.2. Стационарная система
противопожарной защиты
Стационарная система противо-
пожарной защиты состоит из системы
сигнализации и управления и систе-
мы тушения пожара (рис. 8.1).
Система сигнализации и управ-
ления обеспечивает: сигнализацию о
возникновении пожара и его прекра-
щении, автоматическое и ручное ту-
шение пожара, сигнализацию о сра-
батывании огнетушителей, проверку
готовности системы.
Система сигнализации и управ-
ления включает систему сигнализа-
ции пожара ССП-2А серии 2 с 18-ю
датчиками пожарной сигнализации
ДПС, органы управления и конт-
роля работоспособности системы,
пиропатроны огнетушителей, элект-
рические провода и арматуру.
Чувствительными элементами
системы являются датчики пожарной
сигнализации 6, которые установле-
ны в гондолах двигателей в зонах
возможных очагов пожара. Команд-
ным элементом системы является
блок БИ-2А серии 2, установленный
на потолке пассажирской кабины
правее оси симметрии самолета меж-
ду шпангоутами № И —12.
При повышении температуры сре-
ды, окружающей датчики, до 180...
400 °C со скоростью не менее 2...
4 °C в 1 с возникающая термоЭДС
в термобатареях датчиков вызывает
срабатывание исполнительного бло-
ка. При срабатывании исполнитель-
ный блок выдает в .систему противо-
пожарной защиты сигнал напряже-
ния бортсети, который включает све-
товые сигналы и огнетушитель 1-й
очереди.
Исполнительными элементами
системы являются^ пиропатрбны, ус-
тановленные по два в каждой пиро-
головке огнетушителя. Управление
системой, а также контроль за ее со-
стоянием и работой осуществляются
из кабины экипажа (рис. 8.2).
Система тушения пожара включа-
ет (см. рис. 8.1): два огнетушителя
(1-2-2) 8, распылительные коллекто-
ры 7, трубопроводы и их соедине-
ния, арматуру крепления.
Огнетушитель 1-2-2 представляет
собой стальной шаровой баллон
вместимостью 2 л, рассчитанный на
рабочее давление до 150 кгс/см2
(Д5 МПа). В верхнюю полусферу
баллона вварена горловина, в кото-
рую ввернут переходник с сифонной
трубкой, обеспечивающий полный
выброс жидкой части заряда.
На переходнике установлены две
пироголовки, манометр и зарядно-
предохранительное устройство. За-
рядно-предохранительное устройство
предназначено для зарядки огнету-
L
цсо
цсо
|ППЗ НЕ ВКЛЮЧЕНА |
БИ-2А
серии 2
|)ЛЕВ ДВИГ- ПОЖАР"!|| ПРАВ двиг - ПОЖ^]
9
13
СЛАБ
ТУШЕНИЕ
ПРАВ. ДВИГ.
ТУШЕНИЕ
ЛЕВ. ДВИГ
СЛАБ
1ОЧЕР
ОРАВ
1ОЧЕР
СЛАБ
2 ОЧЕР
| КОНТР ДАТЧ
Х4Д6Ф
ПОЖАРОТУШЕНИЕ
ГОТОВН
откл
2 ОЧЕР
t.2.3
7,8,9
ПРОВЕРКА
Условные обозначения
нГ
»। трубопроводы
тчт » коллекторы,
— — электрические связи






Рис, 8,1. Функциональная схема системы противопожарной защиты:
1—пироголовка Ьй очереди пожаротушения; 2—исполнительный блок; 3<—лампа-кнопка центрального
светового огня; 4—сигнальное табло красного цвета; 5—сигнальное табло желтого цвета; 6—датчик
ДПС; 7—распылительный коллектор; 8—огнетушитель 1-2-2; 9—главный переключатель; 10—трех-
позиционный переключатель; 11—перегородка; 12—пироголовка 2-й очереди пожаротушения; 13—ламра-
кнопка
109
Рис. 8.2. Расположение органов управления и контроля системы противопожарной защиты
в кабине экипажа
шителя и герметизации зарядного
отверстия. Кроме того, в зарядно-
предохранительном устройстве раз-
мещена предохранительная мембра-
на, которая разрывается при чрез-
мерном повышении, давления в бал-
лоне, и огнетушащее вещество выво-
дится по трубопроводу диаметром
6 мм за пределы гондолы двигателя.
Огнетушители расположены в углуб-
лениях на стенках'задних, шпангоу-
тов гондол двигателей по одному в
каждой гондоле.
В качестве огнетушащего вещест-
ва в системе используется хладон
114 В2.
При зарядке в балонн внача-
ле заправляется хладон в количест-
ве (2,8 + 0,08) кг, а затем подается
воздух до давления (100+15) кгс/
см 2 [>(10+1,5) МПа] при темпера-
туре 20 °C. Давление огнетушащего
вещества в баллоне контролируется
по манометру. Под огнетушителями
установлены трафареты: «Таблица
зависимости давления в огнетуши-
теле От температуры наружного воз-
духа» и «Схема расположения пиро-
патронов огнетушителя».
Смонтированные на переходнике
пироголовки клапанного типа пред-
назначены: одна ДЛЯ] пбдачи огнету-
шащего вещества в правую гондолу,
в!орая в левую. Пироголовки также
исключают перетекание огнетушаще-
го вещества в разряженный ранее
огнетушитель 1-й очереди при сраба-
тывании огнетушителя 2-й очереди.
От одной из пироголовок каждого
огнетушителя отведен трубопровод,
по которому огнетушащее вещество
направляется в соответствующую ле-
вую или правую гондолу двигателя.  '
Огнетушители через вторые пирого-
ловки соединены между собой трубо-
проводами, по которым подается ог-
нетушащее вещество в гондолу про-
тивоположного двигателя при вклю-
чении 2-й очереди тушения пожара.
Трубопроводы проложены в крыле за
задним лонжероном. Доступ к ним
осуществляется через лючки, распо-
ложенные за задним лонжероном на
нижней поверхности крыла.
В гондоле двигателя трубопро-
вод подвода огнетушащего вещества
к коллекторам укреплен на раме
крепления двигателя с правой сторо-
ны. От трубопровода отходят четыре
кольцевых коллектора с распыли-
тельными отверстиями диаметром
0,8 мм, направленными в пожаро-
опасные зоны.
Работа системы. Система проти-
вопожарной защиты включается ус-
тановкой главного переключателя в
положение ГОТОВН. При этом на
верхнем пульте пилотов гаснет жел-
тое табло ППЗ НЕ ВКЛЮЧЕНА и
перестают мигать центральные сиг-
нальные огни (ЦСО).
При возникновении цожара, на-
пример в гондоле левого двигателя,
на средней панели приборной доски
пилотов начинает мигать красное
табло ЛЕВ ДВИГ — ПОЖАР 4 и в
телефонах пилотов появляется пре-
рывистый сигнал. При этом автома-
тически подается напряжение к двум
пиропатронам огнетушителя, уста-
новленного в гондоле левого двига-
теля. Пиропатроны срабатывают, при
этом на средней панели приборной
доски загорается лампа-кнопка
СРАБ 1 ОЧЕР 13 и огнетушащий сос-
тав из левого огнетушителя посту-
пает в очаг пожара.
Чтобы определить, ликвидирован
пожар или нет, необходимо устано-
вить главный переключатель в нейт-
ральное положение, а затем в поло-
жение ГОТОВН. При этом:
если пожар ликвидирован, то
табло ЛЕВ ДВИГ — ПОЖАР перес-
тает мигать и исчезает прерывистый
сигнал в телефонах пилотов* но про-
должает гореть лампа-кнопка СРАБ
1 ОЧЕР;
если пожар не ликвидирован, то
табло ЛЕВ ДВИГ — ПОЖАР про-
должает мигать и в телефонах пило-
тов продолжает звучать прерывистый
сигнал.
Нажатием на лампу-кнопку
СРАБ 2 ОЧЕР можно включить 2-ю -
очередь тушения пожара. При этом
•напряжение бортсети подается к пи-
ропатронам огнетушителя, установ-
ленного в гондоле правого двигате-
ля, загорается лампа-кнопка СРАБ 2
ОЧЕР и огнетушащий состав из пра-
вого огнетушителя поступает в очаг
пожара.
При пожаре в гондоле правого
двигателя система работает анало-
гично, только огнетушителем 1-й оче-
реди теперь будет являться огнету-
шитель правого двигателя, а огнету-
шителем 2-й очереди — огнетуши-
тель левого двигателя.
8.3. Эксплуатация системы
противопожарной защиты

!
Состояние пожарного оборудова- .
ния самолета при оперативном техни-
ческом обслуживании проверяется по
форме «Г», работоспособность же
системы противопожарной защиты
проверяется, начиная с формы «Е»,
а также перед каждым запуском дви-
гателя инженерно-техническим сос-
тавом на земле. Экипаж проверяет
работоспособность системы противо-
пожарной защиты перед выполнени-
ем полета до запуска двигателей.
При проверке работоспособности
системы противопожарной защиты
необходимо:
проверить напряжение постоян-
ного тока (27 В) в бортсети самоле-
та, убедиться в том, что главный пе-
реключатель находится в положении
ОТКЛ, при этом на верхнем щитке
пилотов должны гореть табло ППЗ
НЕ ВКЛЮЧЕНА и мигать ЦСО;
установить главный переключа-
тель в положение ПРОВЕРКА, при
этом лампы-кнопки СРАБ 1 ОЧЕР,
СРАБ 2 ОЧЕР не должны гореть, что
свидетельствует об исправности дуб-
лирующих пиропатронов огнетушите-
лей;
нажать переключатель КОНТР
ДАТЧ в положения 1, 2, 3 проверя-
емых трупп датчиков, при этом долж-
ны замигать красные сигнальные таб-
ло ПРАВ ДВИГ —ПОЖАР, ЛЕВ
ДВИГ — ПОЖАР и в телефонах пи-
лотов должен ^появиться прерывис-
тый сигнал;
отпустить переключатель КОНТР
ДАТЧ и установить главный пере-
ключатель в положение ОТКЛ, при
этом табло ЛЕВ ДВИГ — ПОЖАР,
ПРАВ ДВИГ — ПОЖАР должны
погаснуть и должен исчезнуть звуко-
вой сигнал.
Аналогично проверяются группы
датчиков 4, 5, 6 и 7, 8, 9,
По окончании проверки датчиков
главный переключатель необходимо
установить на 2 с в положение ОТКЛ,
а затем в положение ГОТОВН и убе-
диться в том, что табло ППЗ НЕ
ВКЛЮЧЕНА и ЦСО погасли, лампы-
кнопки СРАБ 1 ОЧЕР и СРАБ 2
ОЧЕР не горят. Это свидетельствует
об исправности системы, в том числе
и основных пирапатронов огнетуши-
телей.
Если при переводе главного пере-
ключателя в положение ОТКЛ про-
должают мигать красные табло ЛЕВ
ДВИГ — ПОЖАР и (или) ПРАВ
ДВИГ — ПОЖАР, переводить глав-
ный переключатель в положение
ГОТОВН запрещается, так как в
этом случае произойдет разрядка
огнетушителей.
При появлении признаков пожара
на земле или в полете необходимо
проконтролировать автоматическое
срабатывание огнетушителя 1-й оче-
реди, а в случаях его несрабаты-
вания тушить пожар вручную. Для
этого нажать на лампу-кнопку 1-й
очереди пожаротушения, если она ав-
томатически не сработала, предвари-
тельно установив рычаг ОФ на ава-
рийном двигателе в положение ФЛ
и закрыв пожарный кран. Затем зак-
рыть створку маслорадиатора, кран
отбора воздуха для обогрева кабин
и отключить генератор.
Через 10... 12 с после загорания
лампы-кнопки СРАБ 1 ОЧЕР необхо-
димо проконтролировать результаты
тушения пожара. Если очаг пожара
не ликвидирован, следует включить
2-ю очередь пожаротушения, а затем
вновь убедиться в ликвидации по-
жара. Если пожар ликвидирован, то
необходимо установить РУД оста-
новленного двигателя в положение.
ПМГ, включить сигнал «бедствие»,
доложить службе движения, произ-
вести посадку на ближайшем аэрод-
роме.
Если пожар обнаружен визуаль-
но, а система сигнализации не срабо-
тала, то необходимо тушить пожар
вручную, применив огнетушитель 1-й
и при необходимости 2-й очереди.
Если после всех принятых мер пожар
не ликвидирован, следует выполнить
снижение и произвести посадку на
выбранную площадку.
После заруливания на стоянку
и остановки двигателей в любом
случае необходимо установить
главный переключатель в положение
откл.
В процессе выполнения полета
возможно загорание лампы-кнопки
СРАБ 1 ОЧЕР или СРАБ 2 ОЧЕР при
отсутствии сигнализации о пожаре
(самопроизвольно сработал огнету-
шитель ).
В этом случае необходимо ви-
зуально убедиться в отсутствии приз-
наков пожара и, контролируя пара-
метры работы двигателя, произвести
посадку на ближайшем аэродроме.
8.4. Тушение пожара
в кабине экипажа
и пассажирской кабине

Jr
При возникновении пожара в ка-
бине экипажа или пассажирской ка-
бине необходимо прежде всего опре-
делить источник пожара. При воз-
никновении пожара в каком-либо
потребителе электроэнергии надо не-
медленно обесточить его. После этого
применить переносной ручной огнету-
шитель.
Ручной огнетушитель ОР1-2-20-30
«Фреон», установленный на самоле-
те, представляет собой цилиндричес-
кий баллон вместимостью 2 л с си-
фонной трубкой, канал которой пере-
крыт мембраной, и съемной рукоят-
кой, в которой установлены механизм
управления огнетушителем и предох-
ранительная чека. В качестве огне-
тушащего вещества в нем исполь-
112
зуется хладон 12Bt массой 2,7 кг,
который может применяться для
тушения любых горящих веществ и
предметов, в том числе и включенных
электроагрегатов.
Огнетушащее вещество выходит
из огнетушителя через сопло, имею-
щееся в верхней части рукоятки и
закрытое колпачком. Для включе-
ния огнетушителя на его рукоятке
имеется пусковой рычаг. При снятии
огнетушителя с кронштейна выдерги-
вается предохранительная чека из
его механизма управления. При на-
жатии на пусковой рычаг до упора
из наконечника огнетушителя выбра-
сывается огнетушащее вещество, ко-
торое, попадая на горящий предмет,
охлаждает его и препятствует дос-
тупу воздуха к месту горения.
При возникновении дыма в каби-
не экипажа необходимо: открыть
форточки и дверь в пассажирскую
кабину (в случае медленного уда-
ления дыма из кабины экипажа).
При поступлении дыма из пасса-
жирской кабины следует:
убедиться в том, что дверь в пас-
сажирскую кабину закрыта;
установить рукоятки ВЕНТИЛЯ-
ЦИИ до упора влево (полностью
открытое положение);
выполнить при необходимости
снижение и посадку.
Глава 9
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
4
9.1.	Общая характеристика
Противообледенительная система
(ПОС) самолета служит для предот-
вращения образования в полете льда
на поверхности планера, отдельных
элементах силовой установки и для
его удаления. При выполнении поле-
та в условиях обледенения с выклю-
ченной или неисправной ПОС, а так-
же с включенной ПОС при темпе-
ратуре наружного воздуха ниже
— 20 °C возможно нарастание льда
на носках крыла и оперения, в воз-
духозаборниках силовой установки,
что ухудшает аэродинамические ха-
рактеристики самолета и снижает ус-
тойчивость работы двигателей. Ус-
ловиями, способствующими обледе-
нению воздушного судна, является
полет в облачности, тумане, снего-
паде, дожде или мороси при темпера-
туре наружного воздуха 5 °C и ниже.
ПОС • самолета обеспечивает безо-
пасность полетов в условиях обле-
денения на всех эксплуатационных
высотах и скоростях.
ПОС самолета (рис. 9.1) состоит
из противообледенительных систем
планера, двигателей, приемников
воздушных давлений (ПВД), остек-
ления, сигнализатора обледенения
СО-121ВМ и визуального указателя
Обледенения ВУО-У-1. Противообле-
денительная система планера воз-
душно-тепловая, ПВД и остекления
электротепловая, двигателей комби-
нированная: воздушно- и электро-
тепловая.
Противообледенительная система
планера предназначена для обогрева
предкрылков 9 и 10, носков центро-
плана 4, дефлекторов 8, носков ста-
билизатора 6, носков киля 7, воздухо-
заборников системы вентиляции и
обогрева кабин 5, воздухозаборников
маслорадиаторов 11.
Система может включаться как
автоматически по сигналу обледене-
ния, так и вручную. Выключается
система только вручную.
Противообледенительная система
двигателей предназначена для обо-
грева входных направляющих аппа-
ратов (ВНА) двигателей и обтека-
телей стартеров, лопастей воздушных
винтов и обтекателей (коков) втулок
воздушных винтов. ВНА двигателей
и обтекатели стартеров обогреваются
воздухом, отбираемым от компрессо-
5 Зак. 1663
113
Рис. 9.1. Схема защищаемых от обледенения поверхностей:
/—лобовые стекла фонаря; 2—лопасти винтов; 5—воздухозаборник двигателя; 4—носок центроплана;
5—воздухозаборник системы вентиляции и обогрева кабин; 6—носок стабилизатора; 7—носок киля;
„•Л*-дефлектор стабилизатора; 9, 10—секции предкрылка; //—воздухозаборник маслорадиатора; 12—
входной направляющий аппарат двигателя; 13—обтекатель винта; 14—приемник воздушных давлений
ров двигателей, лопасти и коки воз-
душных винтов — с помощью элект-
рообогрева. Воздухозаборники дви-
гателей обогреваются маслом масля-
ных систем двигателей, так как внут-
ренние поверхности носков воздухо-
Рис. 9.2. Установка датчика ДСЛ-40Т:
1—датчик ДСЛ-40Т; 2—разъем; 3—винт
заборников используются как масло-
баки. ПОС двигателей также имеет
ручное и автоматическое управле-
ние. Выключается система только
вручную.
Противообледенительная система
пвд предназначена для обогрева
приемников воздушных давлений и
обеспечивает их работу в условиях
обледенения. Электрообогрев ПВД
включается и выключается вручную.
Противообледенительная система
остекления предназначена для обог-
рева лобовых стекол фонаря кабины
экипажа и для предотвращения обле-
денения, запотевания стекол во вре-
мя стоянки самолета и при рулении.
Электрообогрев остекления фонаря
включается и выключается вручную.
Обогрев может производиться в двух
режимах: ослабленном и интенсив-
ном. Заданная температура поддер-
живается автоматически терморе-
гулятором ТЭР-1М.
Сигнализатор обледенения
СО-121ВМ при наличии обледенения
выдает сигнал, по которому загорает-
ся табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ и авто-
матически включается ПОС, если пе-
114
реключатели установлены в положе-
ние АВТОМ. В комплект сигнализа-
тора входят:
датчик сигнализации наличия
льда ДСЛ-40Т, установленный сна-
ружи самолета по правому борту, в
районе шпангоутов № 5 и 6
(рис. 9.2);
электронный преобразователь
ПЭ-ИМ, установленный под полом
пассажирской кабины в районе
шпангоутов №11 и 12, и монтаж-
ная рама РМ-5 с амортизатором.
Принцип действия сигнализатора
основан на зависимости частоты вы-
ходного сигнала датчика от толщины
пленки льда на его чувствительном
элементе — мембране. При толщине
льда, соответствующей чувствитель-
ности сигнализатора, срабатывает
преобразователь, который выдает ко-
мандные сигналы на включение: про-
тивообледенительной системы и сиг-
нализации об обледенении самолета;
обогрева датчика для сброса льда.
Рис. 9.3. Установка указателя обледенения
ВУО-У-1:
/—фланец-основание; 2—съемный фланец; 3—
профиль; 4—масштабная метка
После сброса льда с мембраны ча-
стота колебаний восстанавливается.
Отключение командных сигналов,с
преобразователя происходит с за-
держкой по времени. Однако сраба-
СТЕК/ЮОЧИСТ
БЫСТРО
ПУСК
уборка медл.
ОБОГР.
ЛЕВ. СТЕКЛА
ИНТЕНС.
откл.
СТЕКЛООЧНСТ
БЫСТРО ПУСК
УБОРКА МЕД Л.
ОБОГР
ПРАВ. СТЕКЛА
ИНТЕНС.
ОТКЛ.
ИНТЕ НС* ВКЛЮЧАТЬ ПОСЛЕ
*5 МИН „ОСЛАБ” ПРОГРЕВА
ИНТЕНС1' ВКЛЮЧАТЬ ПОСЛЕ
5 МИК. „ОСЛАБ** ПРОГРЕВА
Рис. 9.4. Расположение органов управления и контроля ПОС в кабине экипажа
115
5*
Таблица 3
Наименование органов управления и индикации
Функциональное назначение
Верхний пульт
Переключатель СТЕКЛООЧИСТ (левого
и правого передних стекол) с положениями:
БЫСТРО
ПУСК
МЕДЛ
УБОРКА
ОТКЛ
Переключатель ОБОГР ЛЕВ СТЕКЛА,
ОБОГР ПРАВ СТЕКЛА с положениями:
ИНТЕНС
ОСЛАБЛ
ОТКЛ
Желтые табло:
ОБОГР ПВД — ВКЛЮЧ
ОБЛЕДЕНЕНИЕ
ПОС НЕ ВКЛЮЧЕНА
Управление режимами работы стеклоочисти-
телей:
быстрый режим работы
включение
медленный режим работы
возврат в исходное положение
отключение
Управление обогревом передних стекол кабины
экипажа:
интенсивный обогрев
ослабленный обогрев
отключение обогрева
Сигнализация:
необходимости включения обогрева ПВД
при наличии обледенения
наличия обледенения и исправности сигна-
лизатора обледенения при его проверке
невключения одной из ПОС планера, двигателя
при срабатывании сигнализатора обледенения
Вертикальная панель левого пульта
Переключатели ОБОГРЕВ ПВД левого
и правого ПВД с положениями:
ЛЕВ (ПРАВ)
ОТКЛ
КОНТРОЛЬ
Зеленые светосигнализаторы
КОНТРОЛЬ
Управление обогревом левого и правого ПВД:
включение обогрева левого (правого) ПВД
отключение обогрева
включение системы контроля исправности ле-
вого (правого) ПВД
Сигнализация исправности обогревательных
элементов ПВД при контроле
Наклонная передняя панель правого пульта
Переключатель ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕН
с положениями:
АВТОМ
ОТКЛ
РУЧН
Зеленые светосигнализаторы
КРАНЫ
Указатели ДАВЛЕНИЕ В ПОС:
ЛЕВ КРЫЛО
ОПЕРЕНИЕ
ПРАВ КРЫЛО
Переключатель ПОС ДВИГ, ЛЕВ, ПРАВ
с положениями:
АВТОМ
нейтральное
РУЧН
Зеленые светосигнализаторы
ОБОГРЕВ:
ВИНТЫ и КОКИ (ЛЕВ, ПРАВ)
ВНА (ЛЕВ, ПРАВ)
Зеленый светосигнализатор
ИСПРАВН СО
Кнопка КОНТР СО
Выключатель СО с положениями:
Управление обогревом крыла и оперения: .
автоматическое включение ПОС крыла и опе-
рения по сигналу сигнализатора обледенения .
отключение ПОС крыла и оперения
ручное включение ПОС крыла и оперения
Сигнализация открытия кранов отбора воздуха
ПОС крыла и оперения правого и левого
двигателя
Индикация давления в трубопроводах ПОС:
левой половины крыла
оперения
правой половины крыла
Управление обогревом винтов, обтекателей
втулок винтов и ВНА двигателей:
автоматическое включение обогрева винтов,
обтекателей втулок винтов и ВНА по сигналу
сигнализатора обледенения
отключение обогрева
ручное включение обогрева винтов, обтекате-
лей, втулок винтов и ВНА двигателей
Сигнализация работы ПОС двигателя:
винтов, обтекателей втулок винтов
входного направляющего аппарата двигателя
Сигнализация исправности сигнализатора
обледенения С0-121ВМ при контроле
Контроль исправности сигнализатора обледе-
нения С0-121ВМ
Управление сигнализатором обледенения СО-
121ВМ:
116
Продолжение табл. 3
Наименование органов управления и индикации
Функциональное назначение
верхнее
ОТКЛ
Амперметр ТОК ОБОГР ВИНТОВ
Переключатель ТОК ОБОГР ВИНТОВ
с положениями: А, В, С
включение
отключение
Контроль тока обогрева винтов и обтекателей
втулок винтов
Подключение к шинам трехфазного напряже-
ния 200 В амперметра ТОК ОБОГР ВИНТОВ
ТОК ОБОГР ВИНТОВ
Вертикальная панель правого пульта (щиток ВУО)
Переключатель
с положениями:
ПОДСВЕТ—КОНТРОЛЬ
ПОДСВЕТ
нейтральное
КОНТРОЛЬ
Зеленый светосигнализатор ИСПРАВ.
ОБОГРЕВ. ВУО
Нажимной выключатель СБРОС ЛЬДА
с положениями:
верхнее
нейтральное
Управление подсветом указателя ВУО-У-1
в ночное время и контролем его работоспособ-
ности
включение подсвета
отключение ВУО-У-1
включение системы контроля исправности
обогрева ВУО-У-1
Сигнализация исправности обогрева указате-
ля обледенения ВУО-У-1
Управление нагревательным элементом ВУО-
У-1;
включение обогрева
отключение обогрева
тывание преобразователя происходит
как при увеличении частоты коле-
баний мембраны датчика выше поро-
га срабатывания сигнализатора, так
и при срыве колебаний мембраны,
что используется при контроле рабо-
тоспособности сигнализатора.
Управление сигнализатором ди-
станционное, электрическое. Элект-
рическая система управления обеспе-
чивает автоматическое включение
сигнализатора при запуске любого
из двигателей, а также ручное управ-
ление сигнализатором с помощью пе-
реключателя СО.
Визуальный указатель обледене-
ния ВУО-У-1 (рис. 9.3) установлен
на наружной обшивке самолета за
правым боковым стеклом. На указа-
теле нанесены масштабные метки
(10, 20 и 30 мм) для определения
интенсивности обледенения. ВУО-У-1
оборудован обогревом для сброса
льда с указателя и подсветом указа-
теля в ночное время.
Управление и контроль за работой
ПОС самолета осуществляются из
кабины экипажа (рис. 9.4), функ-
циональное назначение органов уп-
равления и индикации приведено в
табл. 3.
9.2.	Противообледенительная
система планера
Более подробно рассмотрим про-
тивообледенительную систему плане-
ра, так как другие ПОС детально
изучаются в соответствующих раз-
делах курсов конструкции и эксплуа-
тации двигателей и электрообору-
дования самолета.
Противообледенительная система
планера (рис. 9.5) состоит из трубо-
проводов и агрегатов, смонтирован-
ных в гондолах двигателей, в носках
центроплана и консолей крыла, в
фюзеляже, х. .остовом оперении и
предназначенных для отбора воздуха
от двигателей, подвода его к противо-
обледенителям носков крыла и хвос-
тового оперения. Горячий воздух для
ПОС отбирается за 6-й ступенью ком-
прессоров двигателей. Температура
воздуха в ПОС планера поддержи-
вается в пределах 135...245 °C, дав-
ление воздуха 1,0...4,8 кгс/см2
(100...480 кПа) в зависимости от ре-
жима работы двигателя. Для конт-
роля давления в ПОС планера уста-
новлены три датчика давления 7 и 8.
Отбор воздуха на ПОС планера
допускается при температуре на-
ружного воздуха от -|-5 до —60 °C
6
Рис. 9.5. Монтажная схема воздушно-тепловой ПОС:
/ — носок воздухозаборника маслорадиатора; 2—трубопровод обогрева воздухозаборника; 3—трубо-
провод обогрева носка воздухозаборника системы вентиляции и обогрева кабин; 4—противообледенитель
киля; 5—противообледенитель носка стабилизатора; 6—противообледенитель дефлектора; 7, 8—
датчики давления ИМД-4С; 9, 11—противообледенители предкрылков; 10—шарнирный узел; 12—ком-
пенсатор; 13—обратный клапан 4656Т; 14—запорный кран 1919Т; /5—металлорукав (компенсатор);
/6—штуцер отбора воздуха; 17—преобразователь ПЭ-11М сигнализатора обледенения С0-121ВМ; 18—
датчик ДСЛ-40Т сигнализатора обледенения
Рис. 9.6. Противообледенитель центроплана:
1—каналы; 2—распределительная труба; 3—профиль; 4—хомут; 5—обшивка носка; 6—отверстия для
выхода воздуха; 7—гофр; 8—отверстие в гофре; 9—лонжерон; 10—носок нервюры; 11—откидная панель
Н8
на режимах работы двигателей от по-
летного малого газа до номинально-
го. Разрешается отбор воздуха на
ПОС планера на взлетном режиме
в условиях обледенения: при отказе
двигателя и невозможности выдер-
жать рекомендованный режим по-
лета на номинальном режиме работы
двигателя, при уходе на второй круг
с одним работающим двигателем.
При этом отбор воздуха на обогрев
кабин должен быть отключен. После
использования указанного отбора
на высотах больше 1000 м дальней-
шая эксплуатация двигателя запре-
щается. Если же отбор воздуха осу-
ществлялся на высотах менее 1000 м,
но время отбора превысило 6 мин, то
возможность дальнейшей эксплуата-
ции двигателя определяется пред-
ставителем завода-изготовителя.
Во всех этих случаях после полета
командир воздушного судна обязан
произвести запись в бортовом жур-
нале об использовании взлетного ре-
жима работы двигателя с отборами
воздуха на ПОС.
Трубопроводы, по которым пода-
ется горячий воздух, отбираемый от
левого и правого двигателей в ПОС
планера, объединены между собой.
Тем самым обеспечивается работо-
способность системы даже в случае
отказа одного из двигателей. Типовое
соединение трубопроводов шаровое.
Трубопроводы, подводящие воздух
к противообледенителям центропла-
на и хвостового оперения, изготовле-
ны из цельнотянутых труб с ниппель-
ными соединениями. Температурные
изменения трубопроводов восприни-
мают шаровые и телескопические
Рис. 9.7. Противообледенитель предкрылка:
1—верхняя обшивка предкрылка; 2—каналы в гофре; 3—отверстие в гофре; 4—гофр; 5—отверстие
в нижней обшивке; 6—анкерные гайки; 7—нижняя обшивка; 8, 11—распределительные трубы; 9—про-
фили; 10—патрубок; 12—хомут
119
компенсаторы. Трубопроводы тепло-
изолированы стекловолокном и обли-
цованы стеклотканью. Стыки закры-
ты теплоизоляционными чехлами.
Непосредственно в камеры обогрева
носков, образованные обшивкой нос-
ков и гофрированным листом, воздух
подводится по микроэжекторным
трубам.
Противообледенитель крыла со-
стоит из двух противообледенителей
центроплана, обогревающих носок
центроплана на участках между нер-
вюрами № 3 и 7, и четырех проти-
вообледенителей предкрылков, каж-
дый из которых расположен в одной
секции предкрылка по всему разма-
ху. Противообледенитель центропла-
на (рис. 9.6) состоит из распреде-
лительной трубы и каналов / между
обшивкой 5 и гофром 7. Каналы идут
параллельно нервюрам и доходят
вверху до переднего лонжерона 9,
а внизу до откидных панелей 11.
В гофре имеются отверстия для вы-
хода воздуха в полость носка.
При работе противообледенителя
горячий воздух через отверстия в
стенке трубы 2 выходит в зазор меж-
ду верхними и нижними гофрами 7,
оттуда попадает в каналы 1 проти-
вообледенителя и, проходя по ним,
обогревает обшивку крыла. Из кана-
лов воздух через отверстия в гофре
8 выходит в полость носка и через за-
зоры в стыках крыла в атмосферу.
Рис. 9.8. Противообледенитель стабилизатора:
1—носок стабилизатора; 2—передний лонжерон стабилизатора; 3—труба питания противообледенителя;
4—распределительная труба; 5—диафрагма; 6—отверстие в обшивке дефлектора; 7—торцовая
нервюра дефлектора; 8—ушко металлизации; 9—дефлектор; 10—уплотнительная лента; 11—гофр;
12—лирка; 13—продольная балка; 14—камера; 15—скоба
120
Противообледенители предкрыл-
ков (рис. 9.7) несколько отличаются
от противообледенителя центропла-
на. При работе противообледените-
лей предкрылков воздух выходит из
гофров в полость предкрылка, а от-
туда через отверстия в задней стенке
предкрылка и через щели между
предкрылком и носком крыла в ат-
мосферу.
Противообледенитель предкрыл-
ка работает только в случае,
когда предкрылки находятся не в от-
клоненном положении.
Противообледенитель хвостового
оперения состоит из противообледе-
нителей дефлектора и носка стабили-
затора и противообледенителей нос-
ков килей. Конструкция и схема
работы противообледенителей деф-
лектора и носка стабилизатора по-
казаны на рис. 9.8. Горячий воздух
через отверстия распределительной
трубы 4 проходит в камеру противо-
Рис. 9.9. Противообледенитель киля:
/—носок киля; 2—подводящий трубопровод; 3—ниппельное соединение; 4—скоба; 5—уплотнительная
лента; 6—фасонная пластина; 7—распределительный трубопровод; 8—гофр; 9—отверстия в нервюре;
10—нервюра; 11—канал
co
ЛЕВ
пас двиг
ПРАВ
АВТОМ
АВТОМ
контр со исправн са
10
13
/4
78
НИЕ крыло
КРЫЛО
КРАНЫ
ЛВС КРЫЛА и ОПЕРЕН
АВТОМ
огкл
ВНА
РУЧН
пас НЕ ВКЛ
— ОБЛЕДЕНЕНИЕ
РУЧН
Пчн
17
4----- Рис. 9.10, Принципиальная схема воздушно-тепловой ПОС:
1—запорный кран 1919Т; 2—дроссель; 3—компенсатор; 4, 10—штуцера отбора воздуха от двига-
теля; 5—сигнализатор обледенения СО-121ВМ;	6—блок реле; 7—противообледенитель ВНА;
8—концевой выключатель; 9—запорный кран (в конструкции двигателя); 11, /2—противообледенители
крыла; 13— шарнирный узел; 14—датчик давления ИМД-4С; 15—трубопровод обогрева воздухо-
заборника маслорадиатора; 16—противообледенитель носка центроплана; 17—противообледенитель
воздухозаборника системы вентиляции и обогрева; 18—обратный клапан 4656Т; 19—противообледенитель
дефлектора; 20—противообледенитель стабилизатора; 2/ противообледенитель киля; 22—указатель
давления И2П-4Б
обледенителя дефлектора, а оттуда
поступает в каналы. Проходя по ка-
налам, воздух обогревает обшивку и
выходит в атмосферу через отвер-
стия 6 в обшивке задней кромки, а
из противообледенителя носка ста-
билизатора — в полость носка киля
и оттуда — через жалюзи в обшивке
киля — в атмосферу.
Противообледенитель каждого
киля (рис. 9.9) состоит из противо-
обледенителя носка верхней части
киля и противообледенителя носка
нижней части киля, выполненных
аналогично. Воздух из носка киля
выходит через жалюзи в средней час-
ти киля.
Работа системы. Включение про-
тивообледенительной системы лево-
го и правого крыла и оперения произ-
водится одновременно.
Автоматическое управление си-
стемой осуществляется при установ-
ке переключателя ПОС КРЫЛА И
ОПЕРЕН (рис. 9.10) в положение
АВТОМ. В этом случае открытие
запорных кранов 1 происходит по
сигналу сигнализатора обледенения
СО-121ВМ. При этом горячий воздух
от. штуцеров 4 отбора воздуха от 6-й
ступени компрессоров двигателей че-
рез компенсаторы 3, дроссели 2 и
обратные клапаны 18 поступает в
противообледенители крыла 11, 12 и
противообледенители оперения 19,
20, 21, а также на обогрев воздухо-
заборника системы вентиляции и
обогрева /7 и в трубопровод обогре-
ва воздухозаборника маслорадиато-
ра 15. При этом указатели 22 ДАВ-
ЛЕНИЕ В ПОС показывают повы-
шение давления и загораются све-
тосигнализаторы КРАНЫ. Обратные
клапаны 18 обеспечивают работо-
способность системы в случае отка-
за одного из двигателей.
Ручное управление запорными
кранами осуществляется при уста-
новке переключателя ПОС КРЫЛА
И ОПЕРЕН в положение РУЧН. При
этом открываются запорные краны 1
и горячий воздух поступает в систе-
му. Для отключения системы пере-
ключатель ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕН
устанавливается в положение ОТКЛ.
9.3.	Эксплуатация ПОС планера
Осмотр агрегатов и проверка ра-
ботоспособности ПОС планера осу-
ществляются инженерно-техничес-
ким составом при выполнении опе-
ративного технического обслужива-
ния по форме Г.
Экипаж самолета при проведении
предполетного осмотра планера дол-
жен убедиться в отсутствии на его
поверхности льда, снега, инея, при
• наличии которых производить взлет
запрещается, а также в отсутствии
на обогреваемых поверхностях цве-
тов побежалости, коробления.
При осмотре кабины экипаж дол-
жен убедиться в исправности орга-
нов управления и индикации ПОС.
При выполнении полета в услови-
ях обледенения ПОС планера про-
веряется до запуска двигателей. Про-
верку ПОС разрешается производить
при температуре наружного воздуха
не более 35 °C. После включения
аэродромного источника электро-
питания проверяется ручное включе-
ние ПОС, для этого переключатель
ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕН устанав-
ливается в положение РУЧН. При
этом через 25...38 с должны загорать-
123
ся сигнальные лампы КРАНЫ. После
этого необходимо установить пере-
ключатель ПОС КРЫЛА И ОПЕ-
РЕН в положение ОТКЛ — сигналь-
ные лампы КРАНЫ должны погас-
нуть.
После запуска двигателя прове-
ряется автоматическое включение
сигнализатора обледенения СО и ав-
томатическое включение ПОС, для
этого переключатели ПОС КРЫЛА
И ОПЕРЕН и ПОС ДВИГ устанав-
ливаются в положение АВТОМ и на
время не более 2 с нажимается кноп-
ка КОНТР СО (выключатель СО
должен находиться в положении
ОТКЛ). При этом должны загореть-
ся табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, ПОС НЕ
ВКЛЮЧЕНА, ОБОГР ПВД —
ВКЛЮЧ и замигать ЦСО. Через
(8 ±2) с все табло должны погас-
нуть, а ЦСО—перестать мигать.
Затем через 25...38 с должны за-
гореться сигнальные лампы КРАНЫ
и ВНА, а сигнальные лампы ВИНТЫ
И КОКИ должны загореться пооче-
редно, с интервалом 25 с. Через (41 +
± 11) с должна загореться сигналь-
ная лампа ИСПРАВН СО (при неис-
правности СО сигнальная лампа не
загорится).
После установки переключателей
ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕН и ПОС
ДВИГ в положение ОТКЛ лампы
ВИНТЫ И КОКИ, КРАНЫ и ВНА
должны погаснуть, а через (77+11)
с после нажатия кнопки КОНТР СО
сигнальная лампа ИСПРАВ СО
должна погаснуть. После этого вык-
лючатель СО — ОТКЛ необходимо
установить в положение СО.
Повторную проверку СО и авто-
матического включения ПОС раз-
решается выполнять не раньше чем
через 15 мин.
В качестве исключения разреша-
ется вылет самолета с промежуточ-
ного аэродрома на базовый при на-
личии в противообледенительной
системе планера следующих неисп-
равностей.
Неисправен сигнализатор обледе-
нения. Вылет разрешается только
при исправной противообледенитель-
ной системе, при этом управление
системой производится вручную, а
контроль обледенения осуществляет-
ся по ВУО-У-1.
Отсутствует сигнал открытого по-
ложения крана (кранов) отбора воз-
духа на ПОС крыла и оперения. В
этом случае открытие и закрытие
кранов отбора определяются по на-
личию и отсутствию давления на
индикаторах ДАВЛЕНИЕ В ПОС.
Самопроизвольное включение
ПОС от сигнализатора обледенения.
Вылет разрешается при нормальной
работе ПОС в режиме ручного вклю-
чения и отключения.
Нет обогрева ВУО-У-1. Вылет
разрешается при исправной сигнали-
зации обледенения.
При взлете в условиях обледе-
нения ПОС крыла и оперения вклю-
чается вручную после взлета и пере-
вода двигателей на номинальный ре-
жим. После выхода из района обле-
денения через 5—6 мин после пога-
сания табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, пре-
кращения мигания ЦСО и при отсут-
ствии льда на поверхностях самолета
переключатель ПОС КРЫЛА И
ОПЕРЕН на 1—2 с устанавливают
в положение ОТКЛ, а затем в поло-
жение АВТОМ, тем самым обеспе-
чивая закрытие запорного крана и
подготовку системы для работы в
автоматическом режиме от сигнали-
затора обледенения СО-121ВМ.
Начало обледенения самолета в
полете определяется по миганию
ЦСО, загоранию табло ОБЛЕДЕНЕ-
НИЕ и появлению льда на указателе
ВУО-У-1. При этом экипаж должен
проконтролировать автоматическое
включение ПОС крыла и оперения.
Если автоматического включения
ПОС не произошло, то надо устано-
вить переключатель ПОС КРЫЛА И
ОПЕРЕН в положение РУЧН и убе-
диться, что давление по индикаторам
ДАВЛЕНИЕ В ПОС не ниже
1 кгс/см2 (100 кПа) .
При выполнении полета в услови-
ях обледенения перед определени-
ем интенсивности обледенения с по-
мощью ВУО-У-1 нужно сбросить лед
124
с профиля указателя, нажав пере-
ключатель СБРОС ЛЬДА в верхнее
положение. При этом обогрев на зем-
ле включается не больше чем на 3 с
с последующим охлаждением в тече-
ние 10 мин, а в полете время вклю-
чения обогрева не больше 15 с. Ин-
тенсивность обледенения определя-
ется по скорости нарастания льда на
указателе ВУО-У-1 визуальным
сравнением нарастающего за опреде-
ленное время льда с масштабными
метками на указателе. Обледенение
считается слабым, если нарастание
льда происходит со скоростью не
больше 1 мм/мин, умеренным — до
2 мм/мин, сильным — больше
2 мм/мин.
Включение ПОС крыла и опере-
ния и ПОС двигателей приводит к
уменьшению скорости полета на
20...30 км/ч в зависимости от высоты
полета, поэтому для сохранения за-
данной скорости необходимо увели-
чить режим работы двигателей.
На снижении перед входом в об-
лачность, туман, снегопад, дождь
или морось при температуре наруж-
ного воздуха 5 °C и ниже ПОС крыла
и оперения включается вручную. При
этом не допускается уменьшения ча-
стоты вращения турбокомпрессора
(ТК) ниже 72 %.
Отключение ПОС крыла и опере-
ния осуществляется на высоте
120...100 м. Если же при заходе на
посадку после отключения ПОС кры-
ла и оперения сигнальные лампы
КРАНЫ не погасли, то нельзя до-
пускать уменьшения частоты враще-
ния ТК ниже 72 % до приземления
самолета.
Возможные неисправности и ре-
комендуемые действия экипажа при
их возникновении следующие.
После включения ПОС в полете
одна или обе сигнальные лампы КРА-
НЫ не горят. В этом случае, если
давление по индикаторам ДАВЛЕ-
НИЕ В ПОС нормальное, необходи-
мо продолжить выполнение задания,
если же давление значительно снизи-
лось, то необходимо выйти из района
обледенения и действовать в соот-
ветствии с рекомендациями Руковод-
ства по летной эксплуатации само-
лета.
Значительно снизилось давление
по одному из индикаторов давления
в ПОС, что может произойти из-за
нарушения герметичности трубопро-
водов. В этом случае ПОС крыла и
оперения необходимо выключить и
выйти из района обледенения.
Нет автоматического включения
ПОС от сигнализатора обледенения
(отсутствует сигнализация ОБЛЕ-
ДЕНЕНИЕ, ПОС НЕ ВКЛЮЧЕНА).
В этом случае необходимо переклю-
чатели ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
и ПОС ДВИГ установить в положе-
ние РУЧН и, убедившись по сигна-
лизации, что ПОС работает, продол-
жить полет по плану.
Глава 10
СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ И ОБОГРЕВА
10.1. Общая характеристика
Система вентиляции и обогрева
предназначена для вентиляции кабин
атмосферным воздухом в теплое вре-
мя года и для обогрева в холодное
время смесью атмосферного и горяче-
го воздуха, отбираемого от компрес-
соров двигателей. Отбор воздуха от
каждого двигателя до 240 кг/ч.
Отбор воздуха на обогрев кабин
допускается на режимах работы дви-
гателей от земного малого газа до
номинального включительно во всем
диапазоне температур наружного
воздуха и высот полета. Отбор на
взлетном режиме допускается то-
лько прч температуре наружного воз-
духа 5 °C и ниже на высотах до
2000 м.
125
10.2. Устройство и работа системы
Система вентиляции и обогрева
(рис. 10.1) представляет собой сис-
тему трубопроводов и агрегатов,
служащих для отбора горячего воз-
духа за 6-й ступенью компрессоров
двигателей через штуцера 6 и для
забора атмосферного воздуха через
воздухозаборники 5, расположенные
в носовой части центроплана крыла,
воздухозаборники /, расположенные
в носовой части фюзеляжа, и подачи
воздуха в кабину экипажа и пасса-
жирскую кабину.
Система вентиляции и обогрева
состоит из двух изолированных друг
от друга подсистем — правой и ле-
вой, воздух из которых поступает
соответственно в правые и ле-
вые воздухораздаточные короба
кабин.
Верхние короба обоих подсистем
предназначены для подачи атмосфер-
ного воздуха через насадки инди-
видуальной вентиляции в пассажир-
скую кабину.
Насадки индивидуальной вен-
тиляции установлены над каждым
пассажирским креслом и позво-
ляют регулировать расход воздуха
и направление струи.
Нижние короба обеспечивают по-
дачу смеси атмосферного и горячего
воздуха через специальные решетки
в кабину экипажа и пассажирскую
кабину.
Заданная температура в кабинах
поддерживается автоматически с по-
мощью регулятора температуры
РТА-36-32, исполнительными меха-
низмами которого являются краны
7, установленные в линиях горячего
воздуха, и краны 9, установленные в
линиях атмосферного воздуха. Пре-
дусмотрено также ручное управление
температурой подаваемого в кабины
воздуха.
7
Рис. 10.1. Монтажная схема системы вентиляции и обогрева:
/—воздухозаборник в носовой части фюзеляжа; 2—заслонка; 3—рукоятка; 4—нижний короб;
5—крыльевой воздухозаборник; 6—штуцер отбора воздуха; 7—запорный кран 1919Т; 8—металлору-
кав; 9—кран; 10— приемник температуры ПП-19; 11—эжектор; 12—верхний короб; 13—насадок
индивидуальной вентиляции; 14—приемник температуры П-1Тр; 15—приемник температуры П-77;
15—кран обдува блистера; 17—вентилятор ДВ-302Т; 18—вентилятор ЭВ-0,2-1540А
126
АВТОМ
ТНВ-45
РУЧН
ЗАДАТЧ. t°
ЛЕВ БОРТ ПРАВ
Рис. 10.2. Размещение органов управления и контроля системы вентиляции и обогрева в кабине
экипажа
С помощью заслонки 2 возможно
обеспечение дополнительного подме-
шивания к воздуху, идущему в каби-
ну экипажа по нижним коробам,
атмосферного воздуха, поступающе-
го через воздухозаборники 1. Из ле-
вой и правой полусистем предусмот-
рена также подача воздуха по трубо-
проводам с ручными кранами 16 на
обдув соответственно левого и пра-
вого боковых стекол фонаря кабины
экипажа, предотвращающая их запо-
тевание изнутри.
Для индивидуального обдува
пилотов установлены электрические
вентиляторы 18, которые при не-
обходимости можно использовать
также для обдува боковых стекол.
На потолке кабины установлен вен-
тилятор 17.
Органы управления и приборы
контроля системы расположены на
правом пульте и правой панели при-
борной доски (рис. 10.2) кабины эки-
пажа. Термометр ТВН-45 установ-
лен на двери в кабину экипажа.
В полете, а также на земле при
работе двигателей воздух из крылье-
вых воздухозаборников 1 (рис. 10.3)
поступает непосредственно в верхние
короба 8 пассажирской кабины, из
которых через насадки 9 индивиду-
альной вентиляции подается в ка-
бину.
127
лев БОРТ ПРАВ
пассажирская Кабина
ie
Рис. 10.3. Принципиальная схема системы обогрева и вентиляции;
j__крыльевой воздухозаборник' 2 — штуцер отбора воздуха от двигателя; 3 кран 1919Т; 4 кран, 5 эжектор, 6 приемник температуры П-77,
7 —приемник температуры П-1Тр; « — верхний короб; 9— насадок индивидуальной вентиляции; 10 — нижний короб; //—трубопровод обдува правого
блистера; 12 — приемник температуры ПП-19; /5 — кран обдува левого блистера; 14 — заслонка вентиляции; /5 — воздухозаборник в носовой части фюзе-
ляжа; 16 — задатчик температуры РР-53-5Т; 17 — усилительно-преобразовательный блок ЭП-528Т
летом
вкл
сттхл
HN! 1
ВЕНТИ-
ЛЯЦИЯ
ВЕНТИ-
ЛЯЦИЯ
РУЧН УПР t* КАБИН
леа борт прав
ТЕПЛ
КАБИНА ЭКИПАЖА
Если система включена в жаркое
время года, открываются также кра-
ны 4 и атмосферный воздух пода-
ется в нижние короба 10, из которых
через решетки поступает в кабины.
Система при этом работает в режи-
ме вентиляции.
При понижении температуры в
кабине до значения ниже установлен-
ного на задатчике 16 автоматиче-
ский регулятор температуры пе-
реключает систему на режим обо-
грева.
При этом открываются запорные
краны 3 и горячий воздух из ком-
прессоров двигателей поступает в
эжекторы 5, где смешивается с ат-
мосферным воздухом из воздухоза-
борников и подается в кабины через
нижние короба 10.
Соотношение количества атмос-
ферного воздуха и воздуха, отбирае-
мого от двигателей, определяется
значением температуры, установлен-
ной на задатчике автоматического
регулятора температуры, и фактиче-
ской температурой в пассажирской
кабине, измеряемой приемником тем-
пературы 12.
При необходимости интенсивного
обогрева кабин запорные краны 3
открываются полностью, а если этого
недостаточно, прикрываются заслон-
ки кранов 4, уменьшая поступление в
эжекторы холодного атмосферного
воздуха. В полете в кабине экипажа
можно поддерживать температуру
воздуха, отличную от температуры
воздуха в пассажирской кабине, пу-
тем изменения подачи атмосферного
воздуха из воздухозаборников 15 в
нижние короба.
Количество подаваемого воздуха
регулируется заслонками 14, руко-
ятки которых с надписью ВЕН-
ТИЛЯЦИЯ вынесены над боковыми
пультами пилотов.
Работа системы вентиляции и
обогрева контролируется по темпера-
туре воздуха в пассажирской кабине,
измеряемой термометром ТНВ-45,
установленным на входной двери в
кабину экипажа, а также по темпе-
ратуре воздуха, подаваемого в каби-
ны из правой и левой подсистем, из-
меряемого с помощью приемников
температуры 7, установленных в
трубопроводах подачи воздуха к раз-
даточным коробам за эжекторами.
10.3. Эксплуатация системы
Работоспособность системы вен-
тиляции и обогрева самолета прове-
ряется инженерно-техническим сос-
тавом во время сезонного техниче-
ского обслуживания.
Экипаж самолета при проведении
предполетного осмотра кабины дол-
жен оценить состояние органов уп-
равления и приборов контроля рабо-
ты системы.
Перед запуском двигателей необ-
ходимо убедиться в том, что:
переключатель АВТОМ-РУЧН
(на щитке ОБОГРЕВ И ВЕНТИЛЯ-
ЦИЯ) находится в положении
АВТОМ;
выключатель ЛЕВ БОРТ ПРАВ
находится в положении ОТКЛ;
рукоятка задатчика температуры
установлена на значении 20 °C;
переключатель РУЧН УПР t°
КАБИН находится в нейтральном по-
Л/Э'МГРА/Л/Л/ *
рукоятки ВЕНТИЛЯЦИЯ повер-
нуты до упора вправо (заслонки за-
крыты) ;
кнопки включения вентиляторов
сдвинуты в противоположную сторо-
ну от желтого треугольника (вен-
тиляторы выключены);
выключатель ВЕНТИЛЯТОР на-
ходится в положении ОТКЛ (до за-
пуска двигателей вентиляторов до-
пускается только при включенном
аэродромном источнике электропита-
ния) ;
штуцера индивидуальной венти-
ляции в пассажирской кабине за-
крыты;
рукоятки кранов обдува боковых
стекол открыты.
После запуска двигателей необ-
ходимо установить выключатели
ЛЕВ БОРТ ПРАВ в положение ВКЛ.
129
При этом система автоматически пе-
реключается в режим обогрева или в
режим вентиляции в зависимости от
температуры в кабине и значения,
установленного на задатчике тем-
пературы. Если температура пода-
ваемого воздуха выше температуры
наружного воздуха, система работа-
ет в режиме обогрева, если не вы-
ше — в режиме вентиляции. Конт-
роль температуры подаваемого в
кабины воздуха осуществляется по
указателям t° ПОДАВ ЛЕВ БОРТ
ПРАВ. Она должна быть не выше
115 °C.
Перед взлетом при температуре
наружного воздуха выше 5°С или при
высоте аэродрома 2000 м и больше
необходимо выключатели ЛЕВ БОРТ
ПРАВ установить в положение
ОТКЛ. После перевода двигателей
на номинальный режим выключатели
ЛЕВ БОРТ ПРАВ устанавливаются
в положение ВКЛ.
Рукоятками ВЕНТИЛЯЦИЯ в по-
лете можно отрегулировать (по ощу-
щению) температуру воздуха, по-
ступающего в кабину экипажа. Тем-
пература воздуха в пассажирской
кабине контролируется по термомет-
ру ТНВ-45 и должна отличаться не
больше чем на 3 °C от значения,
установленного на задатчике темпе-
ратуры.
Перед выключением двигателей
все органы управления системой
должны быть установлены в исходное
положение.
Вылет самолета с промежуточно-
го аэродрома на базовый разреша-
ется в случаях возникновения в сис-
теме вентиляции и обогрева следую-
щих неисправностей:
отсутствует автоматическое ре-
гулирование температуры воздуха в
кабине (температура значительно от-
личается от заданной);
отсутствует показание температу-
ры подаваемого воздуха в одной под-
системе или высокая температура
подаваемого воздуха в одной под-
системе как в автоматическом, так и в
ручном режимах.
Вылет самолета также разреша-
ется в случае неисправности термо-
метра кабинного воздуха и электро-
вентилятора индивидуального обду-
ва члена экипажа.
Возможные неисправности и ре-
комендуемые действия экипажа при
их возникновении следующие.
Температура в пассажирский ка-
бине значительно отличается от за-
данной (в режиме обогрева). В этом
случае необходимо перейти на ручное
управление системой. При этом тем-
пература в кабинах регулируется
кратковременными нажатиями' пе-
реключателей РУЧН УПР t° КАБИН
в положение ТЕПЛ или ХОЛ.
Не допускается повышение темпе-
ратуры подаваемого воздуха больше
ПО °C.
Температура подаваемого возду-
ха превышает 115° С. В этом случае
также необходимо перейти на ручное
управление. Если в одной из подсис-
тем температура подаваемого возду-
ха не будет поддаваться регулиро-
ванию, что свидетельствует об отказе
регулирующей заслонки горячего
воздуха в открытом положении, то
температура в кабине поддерживает-
ся изменением температуры подавае-
мого воздуха в исправной подсисте-
ме. При этом допускается повышение
температуры подаваемого воз-
духа в неисправной подсистеме до
125 °C.
Отсутствует подача горячего воз-
духа от одного из двигателей. В этом
случае необходимо соответствующую
подсистему отключить и перейти на
ручное управление работающей под-
системой.
В кабины поступает дым или мас-
ляный туман из системы обогрева.
В этом случае необходимо прежде
всего определить двигатель, из кото-
рого поступает дым или масляный
туман, путем поочередного от-
ключения подсистем, а затем от-
ключить отбор воздуха от этого
двигателя.
130
Глава it
БЫТОВОЕ, АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ, КИСЛОРОДНОЕ
И ТРАНСПОРТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
11.1. Бытовое оборудование
Бытовое оборудование кабины
экипажа и пассажирской кабины
(рис. 11.1) предназначено для соз-
дания необходимых комфортабель-
ных условий экипажу и пассажирам
во время полета и на земле.
Агрегаты бытового оборудования
выполнены таким образом, чтобы
пассажирскую кабину легко можно
было переоборудовать в грузовой
вариант.
В состав бытового оборудова-
ния кабины экипажа входят: крес-
ла левого и правого пилотов,
противосолнечные щитки и шторки,
карман для технической документа-
ции и спасательных жилетов, облицо-
вочные панели, ковры.
Кресла левого и правого пилотов
одинаковы по конструкции и уста-
новлены симметрично относительно
оси симметрии самолета.
Над остеклением фонаря кабины
установлены противосолнечные щит-
ки, светофильтры которых изготовле-
ны из оргстекла дымчатого цвета и
предназначены для защиты пилотов
от ослепляющего действия прямых
солнечных лучей. Светофильтры при
помощи каретки могут перемещаться
вдоль направляющей и поворачи-
ваться на 180° вокруг продольной и
поперечной осей с фиксацией в любом
положении.
Для выполнения тренировочных
полетов по приборам («под штор-
кой») кабина экипажа оборудована
шторками закрытия лобовых и боко-
вых стекол. Для аварийного сброса
шторок с лобовых стекол вверху к
ним пришито по одной лямке красно-
го цвета.
Рис. 11.1. Размещение бытового оборудования:
1—кресло пилота; 2—аварийный топор; 3—огнетушитель; 4—светофильтр; 5—аптечка; 6—канат;
7—термос; 8—перегородка; 9—двухместное пассажирское кресло; 10~-перегородка; 1'1—швартовочная
сетка; 12—вешалка для одежды; 13—багажная полка; /4—предохранительный пояс; 15—унитаз;
16~одноместное пассажирское кресло
131
Карман для технической докумен-
тации и спасательных жилетов зак-
реплен на двери кабины экипажа на
высоте, обеспечивающей удобное ис-
пользование его с рабочих мест пи-
лотов.
Кресло пилота (рис. 11.2) состоит
из чашки 1 с подушкой 2, спинки и
направляющих труб 11. Высота си-
дения кресла регулируется в преде-
лах 180 мм с фиксацией через каждые
20 мм, угол установки спинки посто-
янный и составляет с вертикалью
15°. При отклонении ручки 18, нахо-
дящейся за спинкой кресла, вверх
происходит расстопорение кресла и
оно под действием амортизаторов пе-
ремещается вверх. В нижнее положе-
ние кресло перемещается под дей-
ствием веса сидящего в кресле при
расстопоренных фиксаторах.
Кресло также оборудовано при-
вязными ремнями с механизмом ав-
томатического стопорения плечевых
ремней. Привязные ремни кресла
(рис. 11.3) состоят из плечевых 5 и
поясных ремней 3 и 11, соединяющих-
ся в одной точке замком 1, который
закреплен к правому поясному рем-
ню. На концах плечевых ремней и
левом поясном ремне пришиты серь-
ги, которыми ремни фиксируются в
Рис. 11.2. Кресло правого пилота:
1—чашка; 2—подушка сиденья; 3— поясной ремень; 4— замок; 5—плечевой ремень; 6—подушка
спинки; 7— профиль жесткости; 8, 16— кронштейны; 9, 17— шпильки; 10— амортизатор; 11— направля-
ющая труба; 12—верхний узел навески; 13—механизм стопорения плечевых ремней; 14—нижний
узел навески; 15—ролик; 18—ручка управления фиксаторами перемещения кресла; 19—ручка стопорения
плечевых ремней
замке. Все ремни регулируемые по
длине и в отрегулированном положе-
нии удерживаются пряжками 4.
Для пристегивания привязных
ремней при закрытом замке серьги
плечевых и левого поясного ремней
устанавливаются в проемы корпуса
замка, при этом серьги ремней за-
фиксируются стопорами замка. При
нажатии на кнопку замка 13 корпус
с крышкой расстопорятся и откро-
ются под действием толкателя, серьги
ремней выйдут из зацепления со сто-
порами замка и произойдет рассоеди-
нение ремней.
При установке ручки стопорения
ремней в положение ПЛЕЧЕВЫЕ
РЕМНИ РАССТОПОРЕНЫ (авто-
матический режим стопорения) и ко-
гда на сидящего в кресле не действу-
ют перегрузки, плечевые ремни по-
зволяют свободно наклоняться впе-
ред-назад. При изменении положе-
ния тела плечевые ремни свободно
сматываются и наматываются на вал
механизма стопорения.
При возникновении перегрузок
собачки инерционного механизма под
действием инерционных сил входят в
зацепление с зубьями храповика.
При этом плечевой ремень стопорит-
ся и удерживает сидящего в кресле
от движения вперед. При снятии пе-
регрузки собачки выходят из зацеп-
ления с храповиком — происходит
расстопорение плечевых ремней.
При установке ручки управления
в положение ПЛЕЧЕВЫЕ РЕМНИ
ЗАСТОПОРЕНЫ (ручной режим
стопорения) плечевые ремни стопо-
рятся механизмом и не вытягива-
ются.
В передней части пассажирской
кабины на правой стороне перегород-
ки шпангоута № 9 установлены
(см. рис. 11.1): термос 7 вместимо-
стью 1 л для питьевой воды, футляр
для бумажных стаканов^емкость для
использованных стаканов, огнетуши-
тель 3, медицинская аптечка 5.
В пассажирской кабине преду-
смотрена установка кресел для раз-
мещения 17 пассажиров. По левому
борту установлены шесть одномест-
Рис. 11.3. Привязные ремни:
1—замок; 2, 12—серьги; 3—правый поясной ре-
мень; 4—пряжка; 5—плечевой ремень; 6—ремень;
7—лапка; 8—механизм стопорения; 9— ручка
управления; 10—наконечник; 11—левый поясной
ремень; 13—кнопка
а по правому — пять
ных кресел
двухместных и в первом ряду одно
одноместное кресло. Одно- и двухме-
стное пассажирские кресла по конст-
рукции аналогичны друг другу.
Кресло (рис. 11.4) имеет нерегу-
лируемую по наклону спинку, уста-
новленную под углом 15° к верти-
кали. Одной стороной кресло шар-
нирно крепится к борту, второй опи-
рается на складывающуюся ножку,
которая фиксируется на полу. Под
подушкой сидения имеется карман
для спасательного жилета, а на зад-
ней части спинки — карман для ли-
тературы и гигиенических пакетов.
Кресла укомплектованы привязными
ремнями 2.
При переоборудовании самолета
в грузопассажирский или грузовой
варианты кресла складываются и
крепятся к борту амортизаторами 10.
Над пассажирскими креслами на об-
лицовочных панелях закреплены
крючки И для одежды пассажиров.
Эти же крючки используются для
фиксации шариковых наконечников
амортизаторов крепления кресел к
133
Л-Л
Рис. 11.4. Пассажирское кресло:
/—спинка; 2—привязной ремень; 3—сиденье; 4—узел крепления кресла; 5—втулка; 6—основание;
7—раскос; 8—стойка; 9—ползун; 10—амортизатор; И—крючок
бортам при использовании самолета
для перевозки грузов.
Потолочные панели в пассажир-
ской кабине сотовой конструкции на-
вешены на петлях и для доступа
к органам управления и оборудова-
нию, установленному за потолком,
закрываются винтовыми замками.
Перегородка между шпангоутами
№ 19 и 20 (рис. 11.5) сотовой кон-
струкции со створками 2 и 4, которые
подвешены на откидные стенки / и 6
при помощи петель. Перегородка за-
креплена к полу и потолку штыре-
выми замками 5, балкой 3 и троса-
ми 10. На правой стороне установлен
замок 12, который можно открыть и
закрыть как со стороны багажника,
так и со стороны пассажирской ка-
бины. К перегородке со стороны ба-
гажника прикреплены упор 8 с гнез-
дом для установки багажной полки в
убранное положение и кронштейн 13
для установки багажной полки в ра-
бочее положение. В пассажирском
варианте створки отклоняются и об-
разуют проем, равный 600 мм.
При использовании самолета для
перевозки грузов правая и левая
стенки совместно со створками по-
ворачиваются к бортам и фиксиру-
ются к полу штыревыми замками,
образуя проем, равный 1350 мм, до-
статочный для погрузки и выгрузки
грузов бортовым погрузочным уст-
ройством (БПУ).
В багажнике (рис. 11.6) на пра-
вом борту установлена полка 2, шар-
134
Рис. 11.5. Перегородка:
/—левая откидная стенка; 2—левая створка; 3—балка; 4—правая створка; 5—штыревой замок;
6— правая откидная стенка; 7—рельс БПУ; 8—упор; 9—тандер; 10—трос; 11—кронштейн; 12—замок;
13—кронштейн
нирно закрепленная к каркасу фю-
зеляжа. Полка при подготовке само-
лета для перевозки грузов отклоня-
ется к борту и фиксируется штыре-
вым замком 6 к перегородке. Для
швартовки багажа пассажиров пре-
дусмотрена швартовочная сетка / и
мягкая стенка 2.
На мягкой стенке закреплен кар-
ман 8 для хранения резиновых за-
глушек в количестве 25 штук (5 за-
пасных), которые устанавливаются в
отверстия пола под ножки при снятых
пассажирских креслах.
Унитаз, установленный в багаж-
ном отсеке (см. рис. 11.1), представ-
ляет собой конструкцию, состоящую
из кожуха, внутри которого установ-
лена выносная емкость. К кожуху
шарнирно закреплена крышка, кото-
рая в открытом положении удержи-
вается фиксатором. В выносную ем-
кость помещается полиэтиленовый
пакет для нечистот и предотвраще-
ния примерзания содержимого к
стенке емкости при отрицательных
температурах окружающего воздуха.
Вентиляция унитаза осуществляется
через патрубок и штуцер, выведен-
ный за борт самолета. Кожух унита-
за крепится к полу профилями и фик-
сатором. При использовании самоле-
та в грузовом варианте предусмот-
рена возможность перестановки уни-
таза из багажного отсека на место
переднего правого одноместного пас-
сажирского кресла.
Для обеспечения безопасности
135
¥	5
Рис. 11.6. Багажник:
/—швартовочная сетка; 2—багажная полка; 3— рельс БПУ; 4—упор; 5—кронштейн; 6—штыревой
замок; 7—трос; 8—карман; 9—мягкая стенка
пассажиров на самолете в районе
шпангоута № 21 установлен предо-
хранительный пояс 14, который пред-
ставляет собой ремень с карабином
для подсоединения к петле кронштей-
на багажной полки после закрытия
входного люка перед взлетом само-
лета. Перед открытием входного
люка предохранительный пояс уста-
навливается в исходное положение,
карабин при этом соединяется с
крючком левого борта в районе
шпангоута №21. На левом борту
багажного отсека закреплена вешал-
ка для верхней одежды 12.
Для создания необходимых тем-
пературных условий, предотвраще-
ния образования конденсата на внут-
ренней поверхности каркаса и сниже-
ния шумов кабины самолета тепло-
звукоизолированы. Теплозвукоизо-
ляция установлена на внутренней по-
верхности каркаса фюзеляжа от
стенки шпангоута № 1 до задней пе-
регородки пассажирской кабины,
кроме участка, расположенного под
%
136
полом пассажирской кабины. Теп-
лозвукоизоляция выполнена из от-
дельных ковриков различных раз-
меров в зависимости от мест уста-
новки. Коврики изготовлены из мате-
риала АТМ-1, представляющего со-
бой вату из ультратонкого стекло-
волокна, облицованную капроновой
тканью АЗТ-С и простеганную нит-
ками в шахматном порядке.
На полах кабины экипажа и пас-
сажирской кабины закреплены ков-
ры, которые, кроме декоративной це-
ли, служат также теплозвукоизоля-
цией.
11.2. Аварийно-спасательное
оборудование
4
Аварийно-спасательное оборудо-
вание предназначено для обеспече-
ния покидания самолета пассажира-
ми и экипажем при вынужденной по-
садке на сушу, а также для спасения
их при посадке на водную поверх-
ность.
В состав аварийно-спасательного
оборудования входят: аварийный то-
пор; спасательный канат; надувные
спасательные жилеты АСЖ-63П;
надувные спасательные плоты
ПСН-6АК; скобы у аварийных люков
для швартовки плотов перед сбро-
сом их на воду; медицинская аптечка
АБ-50; бортовые аварийные люки;
аварийные съемные табло ВЫХОД с
автономным питанием; огнетуши-
тель; две аварийные радиостанции
Р-855УМ; инструктивные надписи о
порядке открытия аварийных люков,
пользования плотами и маркировка
мест вскрытия обшивки в аварийной
обстановке.
В случае аварийной посадки са-
молета и заклинивания створок вход-
ного люка покидание самолета может
производиться через аварийные лю-
ки, расположенные по правому и
левому бортам. Над аварийными лю-
ками установлены панели, на кото-
рых смонтированы табло ВЫХОД с
легкосъемными плафонами для под-
хода к съемным фонарям, которые
предназначены для освещения мест-
ности во время эвакуации пассажи-
ров при аварийном покидании само-
лета в ночное время.
Аварийный топор предназначен
для открытия заклинившихся дверей
и люков, а также для вырубания сте-
кол и проемов в борту фюзеляжа в
местах, обозначенных метками жел-
того цвета на наружной поверхно-
сти фюзеляжа. Топор установлен в
чехле в кабине экипажа между крес-
лами пилотов.
Надувные спасательные жилеты
размещаются в карманах под сиде-
ньями пассажирских кресел. Жилеты
для членов экипажа находятся в кар-
мане, установленном на двери каби-
ны экипажа. Три надувных спаса-
тельных плота устанавливаются в
конце пассажирской кабины вместо
снятых с последнего ряда пассажир-
ских кресел и один плот — в багаж-
нике. При использовании самолета
в грузовом варианте устанавливает-
ся один плот ПСН-6АК вместо сни-
маемого левого переднего пассажир-
ского кресла. Спасательные плоты
и жилеты устанавливаются на само-
лет только при полетах над водным
пространством.
Медицинская аптечка АБ-50 ос-
нащена всем необходимым для ока-
зания первой медицинской помощи.
Она снимается с самолета после
выполнения полетных заданий и хра-
нится в медицинской службе эксплуа-
тирующего воздушное судно подраз-
деления при комнатной температуре.
Эвакуация пассажиров и экипа-
жа в зависимости от обстановки
производится через входной люк и
аварийные люки на левом и правом
бортах фюзеляжа. Кроме того, эки-
паж может эвакуироваться через
аварийный люк в кабине экипажа,
используя для этих целей канат, раз-
мещенный на перегородке. При по-
садке на воду выброс плотов и эва-
куация пассажиров и экипажа произ-
водятся через аварийный люк, рас-
положенный на борту, противопо-
ложном направлению крена самоле-
та. Аварийные люки открываются
после посадки самолета. При невоз-
137
можности открытия аварийных лю-
ков выбиваются окна или вскрыва-
ются проемы в обшивке фюзеляжа
(в местах, обозначенных желтыми
метками) с помощью аварийного то-
пора.
Эвакуация пассажиров должна
проходить организованно под руко-
водством экипажа воздушного судна.
В первую очередь эвакуируются дети
и лица, неспособные передвигаться
самостоятельно. Командир воздуш-
ного судна несет ответственность за
жизнь людей, находящихся на борту,
и ему предоставляется право реше-
ния о порядке эвакуации пассажиров
и экипажа из самолета. Командир
воздушного судна обязан эвакуиро-
ваться последним, предварительно
организовав снятие с самолета ава-
рийной радиостанции, топора и меди-
цинской аптечки. После эвакуации
пассажиров отводят в безопасное ме-
сто. При посадке на воду после раз-
мещения пассажиров на плотах эки-
паж организует отвод плотов на
безопасное расстояние от самолета
и принимает все меры по сбору пло-
тов и соединению их между собой во
избежание разноса ветром и вол-
нами.
11.3. Кислородное оборудование
Кислородное оборудование, уста-
новленное на самолете, предназначе-
но для:
питания кислородом экипажа в
течение не менее 2 ч при полетах на
высоте от 3000 до 3600 м — после
30 мин полета без питания кислоро-
дом, а также на высотах более 3600 м;
питания кислородом экипажа в
профилактических целях;
защиты экипажа от дыма или ток-
сичных газов;
питание пассажиров из расчета
двух человек в течение не менее 2 ч.
В состав кислородного оборудо-
вания для экипажа (рис. 11.7) вхо-
дят: два блока кислородного питания
БКП-4-3-210, закрепленных в кабине
экипажа за креслами пилотов на пе-
регородке; два блока кислородного
оборудования БКО-5 с кислородны-
ми масками КМ-114; шланги, арма-
тура, трубопроводы.
Запас газообразного медицинско-
го кислорода хранится в баллонах
БЦ-3 кислородных блоков. Оттуда
кислород по рукавам подачи 2, бор-
товому трубопроводу 3 и рукавам 4
поступает к блокам кислородного
оборудования 5, установленным ря-
дом с креслом второго пилота.
Блок кислородного оборудования
БКО-5 служит для обеспечения ды-
хания члена экипажа кислородно-
воздушной смесью или чистым ки-
слородом. БКО-5 состоит из укладоч-
ного блока БУ-1, в котором размеще-
на кислородная маска 6, состоящая
из кислородного прибора, оголовья,
лицевой части, микрофона и шланга.
Кислородный прибор обеспечивает
легочно-автоматическую подачу кис-
лородно-воздушной смеси с автома-
тическим регулированием содержа-
ния кислорода в зависимости от вы-
соты полета, ручное включение пода-
чи чистого кислорода, а также пода-
чу в маску чистого кислорода под
избыточным давлением в аварийном
режиме.
Кислородное оборудование для
пассажиров включает два перенос-
ных блока кислородного питания
БКП-4-3-210, установленных в пас-
сажирской кабине: один на двери в
кабину экипажа, другой на левом
борту между шпангоутами № 18 и 19,
две кислородные маски 7, которые
хранятся в кармане на двери в ка-
бину экипажа.
Зарядка блоков кислородного
питания БКП-4-3-210 производится
через зарядный шланг РЗ-2, храня-
щийся в кармане между шпангоута-
ми № 23 и 24 по правому борту
фюзеляжа. Вместимость кислород-
ных баллонов БЦ-3 3 л, давление
зарядки кислорода при температуре
20 °C должно составлять 190 кгс/см2
(19 МПа). Запорно-редуцирующее
устройство, входящее в состав блока,
понижает давление кислорода, посту-
пающего из баллона, до 7 кгс/см2
138
6
Рис. 11.7. Кислородное оборудование:
/—блок кислородного питания БКП-4’3-210; 2—рукав подачи РП-3; 5—бортовой трубопровод;
4—рукав подачи РП-6-86; 5—блок кислородного оборудования БКО-5; 6—кислородная маска КМ-114;
7—кислородная маска МКП-1Т
(0,7 МПа). Если давление в выход-
ной полости запорно-редуцирующего
устройства превысит 7 кгс/см2
(0,7 МПа), то в работу вступит
предохранительный клапан и стравит
избыток давления.
11.4.
Транспортное
оборудование
На самолете предусмотрена уста-
новка транспортного оборудования, в
состав которого входит погрузочно-
разрузочное и швартовочное обору-
дование.
Погрузочно-разгрузочное обору-
дование обеспечивает механизиро-
ванную погрузку и выгрузку грузов,
транспортируемых самолетом. В сос-
тав бортового погрузочного устройст-
ва (рис. 11.8) входят кран-балка 6',
лебедка 4, траверса 3.
При погрузке и выгрузке грузы
поднимаются и опускаются с помо-
щью лебедки и кран-балки. Макси-
мальная грузоподъемность кран-бал-
ки 500 кг.
Лебедка с кривошипно-планетар-
ным редуктором служит ручным при-
водом для подъема и спуска грузов,
а также для удержания грузов на
требуемой высоте относительно гру-
зового пола при перемещении кран-
балки в грузовой кабине.
Лебедка с помощью рамы 15 кре-
пится к переднему концу правого
139
Вид А
Рис. 11.8. Бортовое погрузочное устройство:
1—швартовочные ремни; 2—груз; 3—траверса; 4—лебедка ЛГР-250; 5—передние упоры; 6 кран-
балка; 7—трос лебедки; 8—рельсы; 9—задние упоры; 10—грузовой люк; //—крюковая подвеска; 12—
пружина; 13—наконечник троса; 14—кронштейн; 15—рама; 16—трос; 17—барашковый болт;
18—скоба; 19—ролик
рельса. Рама к рельсу крепится ско-
бой 18 и барашковым болтом 17.
На раме установлен ролик 19, через
который перекидывается трос лебед-
ки. На обоих концах троса заделаны
наконечники, один из которых встро-
ен в барабан лебедки, другой вводит-
ся в паз кронштейна 14, установ-
ленного на заднем конце правого
рельса, и фиксируется от выпадания
из кронштейна пластинчатой пружи-
ной 12. В рабочем положении трос
лебедки вместе с блоками кран-балки
и крюковой подвеской составляет
двукратный полиспаст. Максималь-
ное усилие на рукоятке лебедки не бо-
лее 15 кгс (150 Н).
В походном положении лебедка
и рама снимаются заодно с рельса
и крепятся к кран-балке. При этом
лебедка своими отверстиями наве-
шивается на два штифта на кран-
балке, а рама закрепляется собст-ч
венным барашковым болтом, ввора-
чиваемым в анкерную гайку на кран-
балке. Наконечник троса извлекается
из полости кронштейна и вводится
в прорезь фиксатора на правой ка-
ретке кран-балки, после чего трос до
отказа наматывается на барабан
лебедки.
Груз в грузовой кабине переме-
щается с помощью кран-балки, пере-
двигаемой вручную по рельсам. В
140
грузовой кабине самолета на
перегородке в зоне шпангоута № 19
установлен трафарет со схемой допу-
стимых нагрузок на пол, а на обоих
бортах нанесена разметка, обозна-
чающая дистанцию от шпангоута
№ 9. Эта разметка обеспечивает раз-
мещение грузов, загружаемых в са-
молет, в соответствии с предвари-
тельным центровочным расчетом.
Надпись ДИСТАНЦИЯ В МЕТ-
РАХ ОТ 9 ШП:ТА нанесена только
на правом борту. На полу грузовой
кабины самолета желтой краской
обозначены зоны размещения гру-
зов.
В зависимости от габаритных раз-
меров груз может подвешиваться с
помощью штатных швартовочных
ремней либо к траверсе, либо непо-
средственно к крюку кран-балки.
Траверса применяется при погрузке
крупногабаритных грузов, когда
крепление груза к одному крюку
сложно и неудобно.
Бортовое погрузочное устройство
съемное. При переоборудовании са-
молета из грузового в другой вари-
ант оно легко демонтируется.
Для погрузки в грузовую кабину
прежде всего необходимо убедиться
в том, что кран-балка надежно за-
фиксирована над грузовым люком
(фиксаторы завернуты до упора и от
усилия рук кран-балка не должна
двигаться с места). Затем размотать
трос с барабана, для чего снять ’
рукоятку лебедки, нажать на корот-
кое плечо собачки, вывести ее из за-
цепления с храповым колесом и потя-
нуть за крюковую подвеску вниз.
Крюковую подвеску цепляют к грузу
и вращают вновь установленную на
место рукоятку лебедки в направле-
нии стрелки на кожухе с надписью
ПОДЪЕМ. При этом трос наматы-
вается на барабан, а груз поднима-
ется. Опускается груз вращением ру-
коятки в направлении стрелки на
кожухе с надписью СПУСК-
111 вартовочное	оборудование
предназначено для крепления транс-
портируемых грузов, размещенных
на полу грузовой кабины. В комп-
141
лект этого оборудования входят 40
швартовочных ремней длиной 1,5 м,
четыре швартовочных ремня длиной
3 м, две швартовочные сети, шесть
хомутов, три сумки для хранения
швартовочного оборудования.
Санитарное оборудование, уста-
навливаемое на самолет при переобо-
рудовании его в санитарный вари-
ант, предназначено для размещения
и транспортировки больных и ране-
ных, которых перевозят на стандарт-
ных носилках. Носилки с больными и
ранеными заносят в самолет через
входной люк и устанавливают в две
секции по правому борту: первую,
расположенную между шпангоутами
№ 11 —15, вторую — между шпан-
гоутами № 16—21. Каждая секция
состоит из трех ярусов носилок. Руч-
ки носилок крепятся в замках сани-
тарных стоек и петлях подвесных
ремней.
11.5. Предполетный осмотр
и техническое обслуживание
При осмотре пассажирской каби-
ны и кабины экипажа члены экипажа
должны убедиться в том, что:
предохранительный пояс закреп-
лен;
входная дверь в пассажирскую
кабину закрыта;
багаж (грузы) правильно уложе-
ны и надежно закреплены;
ручной огнетушитель, аптечка и
кислородное оборудование находят-
ся на своих местах;
кабина чистая и посторонние
предметы в ней отсутствуют;
сиденья подогнаны по росту, ме-
ханизмы подтяга и стопорения рем-
ней исправны;
. аварийные радиостации и топор
находятся на своих местах.
Вылет с промежуточного аэро-
дрома до аэродрома базирования
разрешается в случаях:
повреждения узлов крепления
грузов в грузовой кабине, если обес-
печивается надежное крепление гру-
зов за другие узлы;
неисправности одного или не-
скольких пассажирских кресел, при
этом размещать пассажиров на неис-
правных креслах запрещается;
неисправности механизма регули-
ровки сиденья одного пилота, если
сиденье оказалось застопоренным в
положении, не создающем неприем-
лемого условия для управления са-
молетом;
не горит табло ВЫХОД в ручном
и автоматическом режимах или не ос-
вещается лестница, если полет обес-
печивается в светлое время суток.
При неисправном кислородном
оборудовании полет самолета разре-
шается на высотах не более 3000 м.
В процессе оперативного техни-
ческого обслуживания бытового и
аварийно-спасательного оборудова-
ния предусмотрено:
по форме А — удаление содер-
жимого из выносной емкости уни-
таза;
по форме Б — уборка пассажир-
ской кабины и кабины экипажа (по
указанию КВС);
подготовка самолета для пере-
возки грузов;
проверка укомплектованности
самолета аварийно-спасательными
средствами;
проверка функционирования што-
рок;
по формам Д и Е — заправка
термоса водой;
заправка химической жидкостью
емкости унитаза;
подогрев кабин самолета на-
земными средствами (при t в кабине
ниже 5 °C).
Состояние бортового погрузочно-
го устройства и швартовочного обо-
рудования проверяется по форме Г.
При сезонном техническом обслу-
живании проводятся статические и
динамические испытания погрузоч-
ного устройства.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава 1
Глава 6
Общие сведения о самолете
и его техническом обслуживании
1.1.	Краткая характеристика самолета
1.2.	Летно-технические данные . . .
1.3.	Основные эксплуатационные огра-
ничения ...........................
1.4.	Ресурсы и техническое обслужива-
ние самолета ......................
Оборудование силовой установки
6.1.	Крепление, гондола и выхлопное
 устройство двигателя.............
6.2.	Агрегаты масляной системы
(внешней).................... . .
6.3.	Предполетный осмотр и техничес-
кое обслуживание...................
88
92
96
3
5
6
Глава 2
Планер самолета
Глава 7
Топливная система
7.1. Общая характеристика ....	97
7.2. Топливные баки и система их дре-
2.1.	Фюзеляж.....................
2.2.	Крыло.......................
2.3.	Оперение....................
2.4.	Предполетный осмотр и техничес-
кое обслуживание.................
Глава 3
11	нажа..................... 97
18	7.3.	Системы	выработки	и	слива	топ-
23	лива..................... 100
7.4.	Эксплуатация	топливной	системы	103
26
Глава 8

Пожарное оборудование самолета
Управление самолетом
3.1.	Общая характеристика . . . .
3.2.	Пульты ручного и ножного управ-
ления .............................
3.3.	Управление элеронами и рулями
3.4.	Управление триммерами
3.5.	Управление механизацией крыла
3.6.	Управление двигателями . . .
3.7.	Эксплуатация систем управления
28
28
32
38
40
43
47
8.1.	Общая характеристика . . . .
8.2.	Стационарная система противо-
пожарной защиты....................
8.3.	Эксплуатация системы противо-
пожарной защиты....................
8.4.	Тушение пожара в кабине экипажа
и пассажирской кабине . . . .
108
108
111
112
Глава 9
Противообледенительная система
Глава 4
Шасси самолета
4.1.	Общая характеристика	.	.	.	.
4.2.	Передняя опора шасси	.	.	.	.
4.3.	Основная опора шасси	.	.	.	.
4.4.	Предполетный осмотр и техничес-
кое обслуживание....................
Глава 5
Гидравлическая система
9.1. Общая характеристика . . . .	113
9.2. Противообледенительная система
планера......................... 117
49	9.3. Эксплуатация ПОС планера . . .	123
49
53 Глава 10
Система вентиляции и обогрева
58
10.1.	Общая характеристика ...	125
10.2.	Устройство и работа системы	126
10.3.	Эксплуатация системы ....	129
Глава 11
5.1.	Общая характеристика . . . .
5.2.	Сеть источников давления . .
5.3.	Управление поворотом колеса
передней опоры шасси...............
5.4.	Торможение колес основных опор
шасси..............................
5.5.	Сеть управления закрылками
5.6.	Сеть выпуска и уборки интерцепто-
ров ...............................
5.7.	Эксплуатация гидравлической
системы............................
60 Бытовое, аварийно-спасательное,
60 кислородное и транспортное
оборудование самолета
69
11.1. Бытовое оборудование . . .	131
75	11.2. Аварийно-спасательное оборудо-
79 вание................................. 137
11.3. Кислородное оборудование . .	138
83	11.4. Транспортное оборудование	139
11.5. Предполетный осмотр и техничес-
86 кое обслуживание...................... 141
Производственное издание
ТИТКОВ ЮРИЙ НИКОЛАЕВИЧ
САМОЛЕТ Ан-28: УСТРОЙСТВО И ЭКСПЛУАТАЦИЯ
Обложка художника Н. В. Кондрашова
Технический редактор Н. И. Горбачева
Корректор-вычитчик В. И. Яговкина
Корректор И. А. Попова
И Б № 4684
Сдано в набор 20.02 92. Подписано в печать 01.09.92 Формат 70Х lOO'/ie
Бум. тип. № 2, Гарнитура литературная. Офсетная печать. Усл. печ. л. 11,7.
Усл. кр.-отт. 12,35. Уч.-изд. л. 12,84. Тираж 1 000 экз. Заказ 1663. С. 001 Изд. № 1-3-1/7 № 5959.
Ордена «Знак Почета» издательство «ТРАНСПОРТ», 103064, Москва, Басманный туп., 6а
Московская типография № 4 Министерства печати и информации РФ.
129041, Москва, Б.'Переяславская ул. 46.