В. А. Бороденке, Л. В. Коломиец

САМОЛЕТ

Ту-134

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ

УТВЕРЖДЕНО УУЗ МГА СССР В КАЧЕСТВЕ УЧЕБНОГО
ПОСОБИЯ ДЛЯ УЧИЛИЩ И ШКОЛ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Москва «Транспорт» 1972
УДК 629.138.5.004 (075.3)

Самолет Ту-134. Конструкция и эксплуатация.
БороденкоВ. А., К о л ом и е ц Л. В. Изд-во
«Транспорт», 1972 г., стр. 1—368.

В книге приводятся основные данные самолета
Ту-134, описание планера, шасси, управления, си-
ловой установки, топливной, гидравлической и
противообледенительной систем, противопожарно-
го, высотного и бытового оборудования. В каж-
дой главе даны некоторые рекомендации по эк-
сплуатации отдельных элементов, агрегатов и сис-
тем. В гл. 12 изложены особенности аэродинами-
ки и краткие сведения о конструкции самолета
Ту-134А (модификации самолета Ту-134). В при-
ложении указан порядок предполетного осмотра и
подготовки самолета Ту-134 к полету экипажем.
Кинга предназначена в качестве учебного пособия
для курсантов средних технических училищ и
школ гражданской авиации. Она может быть ис-
пользована инженерно-техническим и летным со-
ставом гражданской авиации. Табл. 16, рис. 259.

92-72
ГЛАВА 1

ОБЩИЕ ДАННЫЕ И ОСОБЕННОСТИ
АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ

Скоростной реактивный пассажирский самолет Ту-134 представля-
ет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции
с низкорасположенным стреловидным крылом, однокилевым стреловид-
ным Т-образным оперением и трехопорным шасси (рис. 1.1). Он пред-
назначен для перевозки пассажиров, багажа и почты на внутрисоюзных
и международных воздушных линиях средней и малой протяженности.
Самолет рассчитан на перевозку до 7 700 кГ коммерческой нагрузки
(включая 72 пассажира, багаж и груз) на дальность до 1 970 км, а при
уменьшении коммерческой нагрузки до 4 000 кГ— на дальность 3 380 —
3 570 км с крейсерской скоростью 770—870 км/ч.

Хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета обеспечива-
ют его эксплуатацию с аэродромов II класса с длиной ВПП 1 800 м и
более. Оборудование самолета современными средствами радионавига-
ции, радиолокации и посадки по приборам позволяет производить регу-
лярные рейсы днем и ночью в сложных метеорологических условиях.
Заход на посадку обеспечивается в условиях, соответствующих 1-й ка-
тегории требований ICAO.

На самолете установлены два двухконтурных турбореактивных
двигателя. Они размещены в гондолах, прикрепленных к горизонталь-
ным пилонам в хвостовой части фюзеляжа.

Экипаж самолета состоит из четырех человек: двух пилотов, штур-
мана и бортмеханика. Второй пилот выполняет одновременно функции
радиста, а штурман — оператора радиолокатора РОЗ-1, используемого
на самолете для целей навигации и обзора местности при отсутствии
видимости. В кабине экипажа имеется также рабочее место для
лоцмана.

Пассажиров обслуживают на борту самолета два бортпроводника.

Пассажиры размещаются в общей герметической кабине (рис. 1.2),
разделенной перегородкой на передний 3 и задний 5 салоны, в которых
постоянно поддерживается температура около 20°С и давление
760 мм рт. ст. до высоты 6 300 м, а выше — постоянный перепад
0,57 кГ/см2 (420 мм рт. ст.) между кабиной и забортной атмосферой.

В передней части фюзеляжа на левом борту расположена открыва-
ющаяся внутрь входная дверь 9 для пассажиров. Пассажирская кабина
отделена от кабины экипажа вестибюлем, буфетом-кухней 2 и передним
багажным помещением 10. В пассажирской кабине установлено 18 ря-
дов кресел — по два двухместных блока в ряду. В переднем салоне раз-
мещаются 44 места, в заднем — 28. Шаг кресел в переднем салоне —
720, в заднем — 750 мм, что соответствует экономическому классу. Пре-
дусматриваются туристский и смешанный варианты компоновки пас-
сажирской кабины, а также салонный.

За пассажирской кабиной размещаются два туалетных помещения
6 и заднее багажное помещение 8. Загрузка багажа и груза в переднее
багажное помещение 10 производится через служебную дверь 1 на пра-
вом борту, а в заднее багажное помещение — через загрузочный люк 7
на правом борту. Передней служебной дверью пользуется также экипаж

з
Рис 1.1. Самолет Ту-134
(общий вид в трех про-
екциях)

и аэродромный персонал при загрузке буфета-кухни 2. Под полом пасса-
жирской кабины размещается техническое оборудование, доступ к кото-
рому осуществляется через съемные панели в полу пассажирской каби-
ны и через герметические люки снаружи фюзеляжа. Имеются запасные
выходы 4.

При создании самолета Ту-134 особое внимание было уделено ре-
шению задач максимального обеспечения безопасности полета и даль-
нейшего улучшения комфорта и удобств для пассажиров.

Безопасность полета на самолете Ту-134 обеспечи-
вается:

1)	надежностью работы двигателей, имеющих холодный внешний
контур. Для тушения пожара в гондолах двигателей установлена про-
тивопожарная система. Гондолы изолированы от фюзеляжа противопо-
жарными перегородками из титанового сплава;

2)	установкой двигателей на пилонах в хвостовой части, что повы-
шает надежность работы двигателей на земле, предохраняет агрегаты
от повреждения посторонними предметами, а также повышает безопас-
ность в случае посадки с убранным шасси;

3)	возможностью совершать полет на двух двигателях на высотах
выше 10 000 м, т. е. выше зоны облачности;

4)	высокой энерговооруженностью самолета, что дает возможность
безопасно продолжать взлет в случае отказа одного из двигателей при
взлете на скорости выше скорости принятия решения о прекращении
взлета;

Рис. 1.2. Компоновка самолета:	•

1 — служебная дверь; 2—буфет; 3 — первый салон; 4— запасные выходы; 5 — второй салбн; £ —
туалеты; 7 — загрузочный люк; 8 — заднее багажное отделение; 9— входная дверь; 10 — переднее
багажное отделение
5)	возможностью продолжать полет на одном двигателе на высоте
6000 — 7000 .« (в случае отказа двигателя на крейсерской высоте)
практически без уменьшения дальности полета с сохранением нормаль-
ной работы системы кондиционирования воздуха в герметической
кабине;

6)	повышенной прочностью конструкции герметической кабины
(особенно мест вырезов под окна, люки и двери) и остекления, исклю-
чающей возможность разгерметизации кабины;

7)	возможностью экстренного снижения самолета с выпущенным
шасси с опасной высоты на безопасную (4 000 — 5000 .и) в случае раз-
герметизации кабины за 2 — 3 мин;

8)	установкой аппаратуры, обеспечивающей простое и надежное
пилотирование и посадку самолета в сложных метеорологических усло-
виях;

9)	установкой дублирующих агрегатов в основных системах и обо-
рудовании самолета;

10)	надежными и эффективными противообледенительными устрой-
ствами передних кромок крыла и хвостового оперения, воздухозаборни-
ков двигателей, входных направляющих аппаратов и коков двигателей,
а также остекления фонарей кабины экипажа, что позволяет совершать
полет в атмосферных условиях, вызывающих обледенение самолета;

11)	возможностью быстрого покидания самолета пассажирами и
экипажем в случае посадки самолета с убранными шасси на сушу или
на воду. Для этой цели самолет оборудован запасными выходами, соот-
ветствующими требованиям норм ICAO, и имеет специальные трапы,
фалы и спасательные жилеты.

Комфорт для пассажиров обеспечивается:

1)	герметичностью кабин и созданием в них искусственного клима-
та благодаря системе кондиционирования, поддерживающей достаточ-
ное давление, нормальную температуру и чистоту воздуха в пассажир-
ских кабинах и в кабине экипажа на всех высотах полета;

2)	хорошей звуковой изоляцией кабин благодаря применению теп-
лозвукоизоляционных панелей, прикрепленных к каркасу кабины на
упругом основании, что снижает уровень шума и вибрации от силовых
установок. Уменьшению шума способствует также размещение двига-
телей в хвостовой части фюзеляжа. Уровень шума на первых рядах пас-
сажирской кабины — 87 — 90 дб, на последних — 93 — 95 дб при оборо-
тах двигателей — 86 — 90 %;

3)	установкой мягких, удобных кресел с подлокотниками и откид-
ными спинками. Все кресла снабжены привязными ремнями и оборудо-
ваны пепельницами, карманами для литературы и откидными столика-
ми, вмонтированными в спинки впереди стоящих кресел;

4)	наличием панелей индивидуального обслуживания пассажиров
на багажных полках, на каждой из которых размещены светильник,
насадок индивидуальной вентиляции, кнопка вызова бортпроводника;

5)	применением общего и дежурного освещения кабин с использо-
ванием люминесцентных ламп дневного света, размещенных на потол-
ке кабины;

6)	облицовкой стен и потолков кабин декоративным синтетиче-
ским материалом;

7)	оборудованием самолета буфетом-кухней для обеспечения пас-
сажиров в полете горячей пищей, холодными закусками и напитками;

8)	наличием радиофицированной системы информации пассажиров;

9)	наличием съемного гардероба и двух туалетных комнат..

Высокие экономические показатели достигаются:

1)	наличием современных средств самолетовождения, позволяющих
эксплуатировать самолет в сложных метеорологических условиях в лю-
бое время суток, что обеспечивает высокую степень его использования
(до 2 500 ч в год);

2)	возможностью эксплуатации самолета с аэродромов II класса,
что расширяет сферу его использования;

3)	малыми потерями времени при наборе высоты и снижении, что
обеспечивает высокие рейсовые скорости;

4)	сравнительно низкими расходами двигателями топлива благода-
ря хорошему аэродинамическому качеству самолета при высокой часо-
вой производительности, достигающей при максимальной коммерческой
нагрузке свыше 5 600 ткм;

5)	относительной простотой технического обслуживания самолета
и двигателей и возможностью быстрой замены двигателей;

6)	высокими общими и межремонтными сроками службы различ-
ных агрегатов, двигателей, конструкции самолета и оборудова-
ния.

Фюзеляж самолета Ту-134 — типа полумонокок, балочно-стрингер-
ной конструкции, герметизирован на участке между шпангоутами
№ 0—55, хвостовая часть фюзеляжа (шпангоуты № 55—64) —негерме-
тичная. В герметичной части фюзеляжа расположены: кабина экипажа,
пассажирская кабина, буфет-кухня, гардероб, переднее и заднее багаж-
ные помещения.

В хвостовой части фюзеляжа размещаются: контейнер с тормозным
парашютом, агрегаты систем управления рулями высоты и направления,
электронасосная станция автономной гидравлической системы, агрегаты
системы кондиционирования и основной гидравлической системы, элект-
рическое и радиотехническое оборудование.

Крыло — двухлонжеронной конструкции, состоит из пяти отдель-
ных частей: центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Кессо-
ны средних и отъемных частей крыла выполнены герметическими и ис-
пользуются для размещения топлива. Каждое полукрыло разделяется
герметическими нервюрами на три кессон-бака. Топливо из левых трех
кессон-баков вырабатывается левым двигателем, а из правых — правым
двигателем.

Топливные системы левого и правого полукрыла могут быть соеди-
нены между собой краном кольцевания. Полная заправка топливной
системы—13 200 кг. На средних частях крыла установлены: двухщеле-
вые закрылки, разделенные гондолами шасси на четыре секции, интер-
цепторы (две секции), аэродинамические перегородки (по две на каж-
дом полукрыле).

На отъемных частях крыла установлены разрезные элероны (по
две секции на каждом полукрыле). Внутренние секции элеронов снаб-
жены триммерами-флетнерами, внешние— только флетнерами.

Носок крыла — съемный, обогревается горячим воздухом, забирае-
мым от компрессоров двигателей.

Киль и стабилизатор — двухлонжеронной конструкции. На киле за-
крепляется руль направления с триммером-флетнером, а на стабилиза-
торе — руль высоты с триммерами. Носок киля обогревается горячим
воздухом, забираемым от компрессоров двигателей, а носок стабилиза-
тора имеет электрические устройства обогрева.

Шасси выполнено по трехопорной схеме. Все ноги шасси убирают-
ся назад в специальные отсеки, закрываемые в полете створками. Уп-
равление уборкой и выпуском шасси, а также поворотом колес передней
ноги — электрогидравлическое со световой и звуковой сигнализацией
положения ног шасси.

Управление самолетом осуществляется с рабочих мест обоих пило-
тов при помощи системы дюралюминиевых тяг и качалок. В системы
управления рулями и элеронами включены рулевые машины автопило-
6
та. В систему управления рулем направления включен демпфер рыска-
ния и гидроусилитель для улучшения боковой устойчивости самолета.

Триммеры всех рулей имеют электрическое управление, а тримме-
ры руля высоты, кроме электрического, — и ручное управление (механи-
ческое). Для фиксации рулей и элеронов на стоянке самолета имеются
механизмы стопорения, управляемые с помощью тросов от рукоятки,
установленной на пульте левого пилота.

Гидравлическое оборудование состоит из трех отдельных гидравличе-
ских систем: основной, тормозной и автономной. Основная система рабо-
тает от двух гидронасосов НП-43/1, установленных на каждом двигателе,
под давлением 210 кГ)см? и обеспечивает: уборку и выпуск шасси с от-
крыванием и закрыванием створок; управление поворотом колес перед-
ней ноги; управление гидроусилителем руля направления; управление
интерцепторами; управление стеклоочистителями.

Тормозная гидравлическая система работает от собственной элект-
ронасосной станции 465Д под давлением 210 кГ]см? и обеспечивает ос-
новное и аварийное торможение колес главных ног шасси, а также ава-
рийный выпуск шасси.

Автономная гидравлическая система работает от электронасосной
станции НС-45 под давлением 75—100 кГ)см2 и обеспечивает работу
гидроусилителя в случае выхода из строя основной гидравлической
системы.

Система кондиционирования герметической кабины работает за
счет сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей и обес-
печивает: наддув кабин, т.е. поддержание в них давления согласно за-
данному закону; вентиляцию и обогрев. Система позволяет производить
вентиляцию на земле от работающих двигателей, при полетах на высо-
тах не более 3 км — от скоростного напора, а также обогрев или охлаж-
дение от наземного кондиционера.

Для обеспечения безопасного полета в условиях обледенения пе-
редние кромки крыла, киля, воздухозаборники двигателей, входные
направляющие аппараты двигателей и коки обогреваются горячим воз-
духом, забираемым от компрессоров двигателей, а носки стабилизато-
ра, обзорные стекла пилотов и штурмана — электрически.

Кислородное оборудование предназначено для питания кислородом
левого пилота в течение всего полета, а также для кратковременного
обеспечения кислородом остальных членов экипажа, бортпроводников
и больных пассажиров.

Противопожарная система обеспечивает обнаружение пожара, сиг-
нализацию о его возникновении и автоматическое включение двух бал-
лонов первой очереди для ликвидации пожара, возникшего в гондолах.
В случае необходимости можно принудительно включить баллоны вто-
рой и третьей очереди (всего в системе шесть баллонов).

Система сжатого воздуха работает за счет запасов воздуха, нахо-
дящегося под давлением 150 кГ)см? в специальном трехлитровом балло-
не и обеспечивает: выпуск тормозного парашюта; сброс парашюта в
конце пробега, а также автоматическое перекрытие заслонками каналов
продувки стартер-генераторов при возникновении пожара в гондолах
двигателей.

Электроэнергетическое оборудование самолета. Для питания уста-
новленных на самолете потребителей используются три самостоятель-
ные сети: постоянного тока с напряжением 28,5 в; однофазного перемен-
ного тока — 115 в; трехфазного переменного тока — 36 в.

Основной является сеть постоянного тока.

Сети переменного тока преобразуют постоянный ток в переменный
с помощью преобразователей.

Источниками электроэнергии для сети постоянного тока являются
четыре стартер-генератора СТГ-12ТМО-1000 общей номинальной мощ-
ностью 48 кет, установленные по два на каждом двигателе и имеющие
привод от двигателей. Работая в стартерном режиме, они используются
для запуска двигателей, а по окончании запуска автоматически перево-
дятся в генераторный режим и подключаются на питание бортсети пос-
ле отключения аэродромного питания. В случае выхода из строя одного
из стартер-генераторов три других обеспечивают питание приборов и ап-
паратуры, необходимых для продолжения и завершения полета. Номи-
нальный ток одного генератора — 400 а. Управление и контроль за ра-
ботой стартер-генераторов осуществляется с пульта штурмана.

Для аварийного питания сети постоянного тока в полете служат три
аккумуляторные батареи 12САМ-55, работающие на общую бортсеть
параллельно с генераторами в режиме подзарядки. Номинальная ем-
кость каждой батареи 55 а- ч при разряде током 11 а, напряжение 24 в.

Источниками сети переменного тока являются два преобразователя
ПО-4 500: один из них —рабочий, другой — резервный. Номинальная
мощность каждого преобразователя 4 500 ва. Для аварийного питания
бортсети однофазным переменным током служит преобразователь
ПО-500.

Источниками сети переменного трехфазного тока напряжением 36 в
являются два преобразователя ПТ-1000ЦС: один из них — рабочий»
другой — резервный. Для автономного питания авиагоризонта сужит
преобразователь ПТ-125Ц.

На земле при стоянке электропитание сетей самолета осуществля-
ется от аэродромных источников через два штепсельных разъема
ШРАП-500 (для постоянного тока) и один ШРА-200ЛК (Для перемен-
ного тока 115 в), установленных в общем лючке в хвостовой части
фюзеляжа. Разъемы соответствуют международным стандартам.

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

Топлива, масла, смазка и спецжидкости

Топлива для двигателей ......................

Масло для двигателей ...	.............

Огнегасящий состав противопожарной системы

Жидкость для заливки в амортизационные
стойки .... ...............................

Газ для зарядки амортизационной стойки . . .
Рабочая жидкость гидравлической системы . .
Жидкость для заправки баков в туалетах . .

Весовые

Вес, к Г:

» максимальный взлетный ....

»	» рулежный ....

» нормальный посадочный . . .

» максимальный ......

Вес топлива (максимальный) ....

» пустого самолета ........... ..........

» фюзеляжа .	.	....................

» крыла..............: ................

» хвостового оперения ....

» шасси.............. ...............

» обтекателя шасси ......................

» управления .	......

>	гидросистемы ...	..........

» силовой установки ...................

В том числе:

двигателей с самолетными агрегатами и
стартер-генераторамн .................

капотов и установки двигателей . .

Т-1 и ТС-1 (ГОСТ
10227—62); ТС-1Г
(МРТУ12Н № 36—63)

МК-8, МК-8П (ГОСТ
6457—66)

фреон 114В2

АМГ-10 (ГОСТ 6794-53)
азот (ГОСТ 9293—59)
АМГ-Ю (ГОСТ 6794-53)

СТ-2

45000

45 200

38 000

40 000 (в аварийных усло-
виях допускается 45000}

13 200

26 950

4	720

5	840

1580

1 725

295

530

840

4 810

3 480

675
Вес топливной системы ...	. .		340

» моторного оборудования ....	.	315

» оборудования самолета.................. 4 400

> пассажирского оборудования............. 1 956

» невырабатываемого топлива и масла	120

Служебная нагрузка. кГ..................... 2 940

В том числе:
экипаж..................................... 320

топливо с аэронавигационным запасом

(АНЗ) на	1 ч полета................... 2500

масло....................................... 40

химжидкость для туалета ...	.	18

вода в туалете................. 45 ±3

Коммерческая нагрузка, кГ . .	• . . . .	7 700

Центровки

Центровки самолета, % САХ:
предельно передняя (шасси выпущено) .	26

» задняя (шасси убрано) ...	38

пустого без учета съемного снаряжения
при выпущенном шасси..............• . . указано в формуляре

опрокидывания пустого самолета на хвост
на земле.............................. 51,5

Смещение центра тяжести при уборке шасси,
% САХ....................................... 1 (назад)

Смещение центра тяжести самолета при полной
выработке топлива, %	САХ............... 4,8 (назат)

Нивелировочные

Нивелировочные данные самолета приводятся в нивелировочном паспорте
самолета, прикладываемом к каждому самолету.

Общие

Количество пассажирских мест............... 72

Двигатели.................................. 2ДТРД

Удельная нагрузка на 1 кГ взлетной тяги,
кПкГ тяги................................. 3,24

Удельная нагрузка на крыло при взлетном весе
44 Т, кГ/м2............................ ...	383

Длина самолета, м....................... ...	35

Высота самолета на стоянке, м . .	9,02

Стояночный угол самолета, град............. 0

Крыло

Размах, м ... .
Площадь, м2
без наплывов ....
с наплывами .................

Угол установки, град'.

по нулевой нервюре.............

>	концевой нервюре (по потоку)
Поперечное V:

до 15 нервюры..........................

от 15 нервюры до конца.................

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) (тео-
ретическая, без учета наплывов), м . .

Корневая хорда (с наплывами), м .

Концевая хорда (по полету), м . .

Удлинение (без наплывов) ....

Сужение (без наплывов).................

Стреловидность по линии-j- хорды, град . .
Размах элеронов, м .............

Площадь двух элеронов, м2.............

» одного триммер-флетнера, м2

»	» флетнера, м2 . .

Размах закрылков, м:
внутренних ...
внешних.................

29

+ 1

—1,55

—1°30'

О’ЗЗ'Ю"

4,318

8,658

1,916

7,3

3.139

35

2x5,15=10,30

9,68(7,6% Хкр)

0,187

0,164

5,41

7,69
Площадь закрылков, мг:
внутренних............................... 10,34(8, 12%'Skp)

внешних.............................. 12,16(9,55% 5кр)

Размах интерцепторов, м................... 7,01

Площадь »	, м2 ............... 4,48(3,52% SKp)

Фюзеляж

Длина, м..................................... 30,6

Максимальный диаметр,	м...................... 2,9

Площадь миделя, м2........................... 6,602

Размах подфюзеляжного щитка, м . . . • . .	2,8

Площадь подфюзеляжного щитка, ,м2	....	J5.32

Горизонтальное оперение

Размах, м .................	п,8

Площадь, м2............................... 30^68(24,1% SK₽)

» рулей высоты, м2............... 6,42

Удлинение................................... 4’54

Сужение............................... 2Л6

Стреловидность по хорды, град ...	38

Угол установки стабилизатора относительно
СГФ...................................... —1°30'

Осевая компенсация руля высоты, %......... 31

Площадь триммеров руля высоты, м2 ....	0,684

Вертикальное оперение

Площадь, м2:
с форкилем	............ 21,25(16,7% SKp)

без форкиля..................... . .	20,03

Размах, м.................................. 4,325

Площадь руля направления, м2.............. 5,7

Осевая компенсация руля направления, % . .	29

Площадь триммер-флетнера руля направления,
„ м2...................................... 0,594

Удлинение
без форкиля........................... ....	0,93

с форкилем............................ 0,88

Сужение................................... 1,75

„ 1

Стреловидность по хорды................... 40°0Г

Шасси

Колея (по осям амортизационных стоек), м 9,45

База, м.................................... 13,73

Минимальный радиус разворота по оси внут-
ренней тележки, м.......................... 16

Максимальный радиус разворота по осн перед-
них колес, м...............•............... 25

Угол поворота колес передней ноги:
на взлетно-посадочном режиме.............. ±5°30'

» режиме руления..................... ±35°

Давление в пневматиках колес, кПсм2 ....	8,5

Эксплуатационные

Объемы помещений, размеры дверей и люков, нагруз

Общий объем^герметической кабины, м3 . . .	114,33

Объем, м-:
пассажирской кабины ....	. .	58,7

переднего багажника............. 3,5

заднего »	................... 8,5

Допустимая удельная нагрузка на пол, кГ!м2:
переднего багажника......................... 600

заднего	» ........................ 500

Максимальная загрузка багажников, кГ:
переднего................................. 1 140

заднего .............................. 2 250
Размеры, мм:
выходной двери............................ 1620 x 700

служебной »............................ 1250x750

люка заднего багажника................. 1 220 x910

аварийных люков............................ 586x600

Главная нога шасси

Начальное давление азота в амортизационной
стойке, кГ/см2........................... 80+1

Количество заливаемой жидкости АМГ-10, л .	4

Высоту видимой части штока амортизационной
стойки, ММ'.
для взлетных весов........................ 100—45

» посадочных весов.................. 120—55

Начальное давление азота в стабилизирующем
амортизаторе,	кГ)см2................... 130±5

Давление в пневматиках колес, кГ/см2:
модель 10................................. 8,5+°>5

>	7.............................. 6,5+0Л

Стояночное обжатие пневматика для взлетных
весов, мм:

модель 10.............................. 50—60

>	7. . •......................... 60—70

Стояночное обжатие пневматика для посадоч-
ных весов, мм:

модель 10 .	.......................... 45—55

>	7.............................. 55-65

Передняя н ,о г а шасси

Начальное давление азота в амортизационной
стойке, кГ/см2........................... 15+1

Количество заливаемой жидкости АМГ-10, л .	4

Высота видимой части штока амортизационной

стойки, мм:
для взлетных весов...................... 70—310

» посадочных весов.................. 80—330

Стояночное обжатие пневматика, мм:
для взлетных весов....................... 20—45

» посадочных весов.................. 20—40

Системы

Начальное давление азота, кГ/см2:

в гидроаккумуляторах основной и тормоз-
ной гидравлических систем.............. 70 ±3

в гидроаккумуляторе автономной гидравли-
ческой системы........... ............. 35+2

в гасителях пульсации.................. 115±3

Нормальное давление в гидравлических систе-

мах, кГ)см2:
в основной и тормозной .................. 210

» автономной ........... ............. 75—100

Давление наддува в баках гидросистемы,
кГ!см2.................................... 1,2±0,1

Давление воздуха в баллоне системы сжатого

воздуха, кПсм2.......................... 150

Количество воды, заливаемой в бак, л ... ^	45±3

» химжидкости, заливаемой в сливной

бак, л.................................. 18

Количество жидкости АМГ-10 в баках гидрав-

лических систем, л:
основной............................. ...	22—23

тормозной......................... 16,5—17,5

автономной............................ 3,8

Весовой заряд фреона 114В2 в огнетушителе
ОС-8МР, кГ................................... 8,72

Давление воздуха в огнетушителе при темпе-
ратуре + 15°С, кГ1см2....................... 100±5

Количество масла в баке масляной системы, л.	20

Напряжение сети постоянного тока, в  . .	27,5—28,5

Напряжение бортовой сети переменного тока

частотой 400 гц, в...................... П5 и 36
Регулировочные (табл. 1)

Т аблица 1

Регулировочные данные органов управления

Наименование органов управления	Точка замера	Отклонения1		
		направление	град	ММ
При	ручном управлении			
Внутренние элероны	По внутренне-	Вверх	19’+Г	23б±12,5
	му торцу	Вниз	19°±1-	236±12,5
Внешние элероны	По внешнему	Вверх	19’+1’	137±7
	торцу	Вниз	19° ±1°	137 ±7
Триммеры элеронов	По внешнему	Вверх	3°±30	6±1
	торцу	Вниз	3°±30'	6±1
Флетнеры элеронов (внутренние и	По внешнему	Вверх	6’±30	12± 1
внешние); КСК=0,3	торцу	Вниз	6’±30'	12±1
Руль высоты (ест лежит в пре-	По внешнем}'	Вверх	99° -+-1 °	86±4
делах от —1°35' ± 5' до	торцу	Вниз	16’ р	63_4
—3’±15')				
Триммеры ру- Т росовое управ-	По внешнему	Вверх	8’±30'	15±1
ля высоты	ление	торцу	Вниз	8’±30'	15± 1
Электрическое уп-		Вверх	4° ±30'	7,5±1
равление		Вниз	4° ±30	7,5±1
Руль направления	По нижнему	Вправо	25°±1°	505±20
	торцу	Влево	25° ±1°	505±20
Триммер руля направления	По верхнему	Вправо	3’30' ±30	17±2,5
	торцу	Влево	3’30' ±30	17±2,5
Флетнер руля направления	По верхнему	Вправо	17’30'±1’30	84±2.5
(КСК=0,7)	торцу	Влево	17’30'±1’30'	84 ±2,5
Интерцепторы	По внутрен-	Вверх	52°±30'	482 ±5
	нему торцу			
Закрылки Внутренние	По внутрен-	Вниз	20°(10°)	1159±30
	нему торну		на взлете.	
			38°±1°	
			на посадке	
Внешние			18°(9°)	1 007+ 30
			на взлете.	
			35° ±1’	
			на посадке	
Посадочный щиток	По оси сицме-	Вниз	40’±1°	1 329 ±34
	три и самолета			
Стабилизатор (относительно	По внутрен-	Вниз		—-
с. г. ф.)	нему торцу		от —1’30'	
			до—3’	
От работающего автопилота АП-6ЕМ-ЗП				
Элероны2	По внутренне-	Вверх	5’30' ±30'	67±6
	му торцу	Вниз	5’30'±30'	67±6
Руль высоты	По внешнему	Вверх	14’±30'	55±2
	торцу	Вниз	7’30'±30'	30±2
Руль направления	По нижнему	Вправо	4’30' ±30'	92
	торцу	Влево	4’30'±30'	92

1 Все отклонения даны без учета ножа.

2 Линейный размер замеряется по внутреннему торцу внутреннего элерона
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА

Общая компоновка самолета Ту-134 определяется расположением
двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет:

1)	получить аэродинамически чистое крыло с максимальным ис-
пользованием его размаха для размещения закрылков с целью получе-
ния высокого аэродинамического качества крыла и высоких значений
коэффициента подъемной силы Y при взлете и посадке;

2)	установить крыло под требуемым углом поперечного V для обес-
печения необходимых характеристик боковой устойчивости и управля-
емости;

3)	улучшить характеристики продольной и боковой устойчивости
в результате работы гондол двигателей и их пилонов, как дополнитель-
ного горизонтального оперения, повышения эффективности горизон-
тального оперения вследствие выноса его из зоны скоса потока за кры-
лом, повышения эффективности вертикального оперения при установке
горизонтального оперения наверху, малого разворачивающего момента,
создаваемого тягой при отказе одного из двигателей;

4)	создать лучшие условия для работы воздухозаборников двига-
телей, так как изменение угла подхода воздушного потока к воздухоза-
борнику двигателя, размещенного на хвостовой части фюзеляжа, при-
мерно вдвое меньше изменения углов атаки крыла (у воздухозаборни-
ков двигателей, размещенных у передней кромки крыла или под кры-
лом, изменение угла подхода воздушного потока больше, чем изменение
углов атаки крыла);

5)	повысить пожарную безопасность вследствие удаления двигате-
лей от топливных баков и пассажирской кабины; кроме того, пламя за-
горевшегося двигателя в полете сносится назад, не захватывая силовых
элементов конструкции самолета (при аварийной посадке двигатели
защищены крылом и фюзеляжем от удара о землю);

6)	предохранить двигатели от попадания в них воды и посторонних
предметов при работе их на земле вследствие высокого расположения
двигателей и защиты их при рулении закрылками;

7)	обеспечить возможность быстрой замены всей гондолы вместе с
двигателем и создать хорошие условия для подхода к двигателям;

8)	повысить усталостную прочность конструкции самолета из-за
меньшего влияния переменных пульсирующих нагрузок от реактивной
струи двигателей и звуковых волн, создаваемых этими струями;

9)	улучшить комфорт вследствие уменьшения шума в кабине и по-
высить безопасность пассажиров.

Наряду с этими преимуществами такая компоновка самолета имеет
следующие основные недостатки:

1)	значительно увеличивается вес конструкции из-за необходимос-
ти усиления хвостовой части фюзеляжа вследствие дополнительных
массовых и инерционных нагрузок от двигателей, увеличения веса кры-
ла, не разгружаемого весом двигателей, увеличения веса вертикального
оперения, несущего на себе горизонтальное оперение;

2)	лобовое сопротивление гондол двигателей составляет заметную
долю всего лобового сопротивления самолета, что уменьшает его аэро-
динамическое качество.

Крыло самолета Ту-134 набрано из модифицированных профилей
переменной относительной толщины от 9,75 до 13 % и имеет аэродина-
мическую крутку, что позволяет улучшить несущую способность крыла
по всему размаху и отдалить появление срывов на его концах на боль-
ших углах атаки.

Для улучшения характеристик продольной устойчивости самолета
применена геометрическая крутка крыла — 2,55°, т. е. угол установки
крыла по бортовой нервюре равен плюс Г, а по концевой минус 1,55°.
Поэтому концевые профили позже выходят на критические углы атаки
и вследствие их хорошей несущей способности создается пикирующий
момент при выходе на большие углы атаки.

Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла при взлете
и посадке крыло снабжено двухщелевыми выдвижными закрылками,
заметно улучшающими взлетно-посадочные характеристики самолета.
Выдвижение закрылков назад при их небольшом отклонении увеличи-
вает подъемную силу крыла без существенного роста сопротивления,
что позволяет сократить длину разбега. Так, при выпуске закрылков на
20° на взлете при угле атаки на отрыве 9° коэффициент подъемной силы
равен 1,18, а аэродинамическое качество равно 12.

При выпуске закрылков на 38° на посадке аэродинамическое каче-
ство самолета заметно падает, а коэффициент су макс = 2,05. Применение
двухщелевых закрылков позволяет увеличить коэффициент подъемной
силы крыла, так как они затягивают срыв потока с задней части крыла
и дают возможность использовать большие углы отклонения закрылков.
Несколько меньший угол отклонения внешних закрылков по сравнению
с внутренними способствует затягиванию срыва потока на концах кры-
ла и лучшению поперечной устойчивости самолета

Для увеличения крутизны траектории при планировании на посад-
ку без увеличения установленных скоростей планирования самолета
под фюзеляжем установлен посадочный щиток, который сокращает ди-
станцию выдерживания и длину пробега. Этот щиток отклоняется вниз
на 40° после входа в глиссаду. Для сокращения длины пробега перед
закрылками установлены интерцепторы (прерыватели потока), откло-
няемые вверх на 52° после касания ВПП и обжатия хотя бы одной из
главных ног шасси. Выпущенные интерцепторы резко уменьшают подъ-
емную силу крыла из-за срыва потока, создают значительное сопротив-
ление. Кроме того, вследствие резкого падения подъемной силы крыла
увеличивается нагрузка на тележки шасси, что повышает эффективность
использования тормозов.

Торможение самолета следует начинать после выпуска интерцепто-
ров и опускания передней ноги. Выпуск тормозного парашюта на скоро-
сти 200—220 км/ч после приземления создает дополнительное лобовое
сопротивление 4500 — 5000 кГ, что уменьшает длину пробега на
13—15%.

Влияние выпуска шасси, закрылков, посадочного щитка и интер-
цепторов на основные аэродинамические характеристики самолета по-
казано в табл. 2.

Таблица 2

Положение органов механизации	Положение шасси	су макс	о X*	с	<	к «я S	о на ив	
Закрылки убраны ....	Убрано	1,45	18,4	0,019	—	16,5	7,0	0,8
> > . . - .	Выпущено	1,45	1.8,4	0,031	0,012	13,0	8,0	0,8
Закрылки выпущены на:  10°		»	1,57	17,5					11,8	9,0	1,4
20е		»	1,70	16,4	—	—	9,8	8,0	—4,0
38°		>	2,05	15,2	—	—	6,8	7,5	—7,2
Закрылки выпущены на 38°, щиток на 40° . .  Закрылки выпущены на 38°, щиток выпущен на 40°, интерцепторы выпущены на 52° на пробеге самолета . .	»	—„	—			.	0,032	6,2	8,5	—
	»	—	—	—	—	1,67	—	—
Рис. 1.3. Зависимость коэффициента подъемной силы си от угла атаки и поляра са-
молета (М<0,4):

1 — закрылки интерцепторы, посадочный щиток и шасси убраны; 2 — шасси выпущено, закрылки
выпущены на 38°, интерцепторы и посадочный щнток убраны; 3 — шассн выпущено, закрылки
выпущены на 38°. интерцепторы и посадочный щиток выпущены

Зависимость коэффициента подъемной силы су от угла атаки и
поляра самолета показаны на рис. 1.3.

Максимальная величина аэродинамического качества самолета
достигается на наивыгоднейшем угле ата'ки (7°) и равняется 16,5. Гори-
зонтальный полет самолета выполняется на углах атаки 3 — 4°, кото-
рым соответствует величина качества 13,5 —15,0 при числе М полета
0,75 — 0,8.

На числах М более 0,82 аэродинамическое качество самолета за-
метно снижается вследствие роста волнового сопротивления. При поле-
тах на числах М > 0,845 у самолета появляется обратная реакция по
крену на дачу ноги, т. е. при даче правой ноги самолет кренится влево
и наоборот.

Т аблица 3

	Стандартные	Расчетные
Параметры взлета	условия	условия
Угол отклонения закрылков, град		20	10
Скорость в точке принятия решения, км/ч		235	250
» отрыва передней ноги (индикаторная), км/ч . . .	250	265
Нормальная скорость отрыва (индикаторная), км!ч ....	260	280
Безопасная скорость взлета (индикаторная), км/ч:		
закрылки выпущены, шасси убрано		260	280
»	убраны,	»	»			280	280
Потребная длина разбега при одном работающем двигателе,		
			1630	2030
Потребная взлетная дистанция при двух работающих дви- гателях				1 800	2520
Сбалансированная длина ВПП, л		2100	3 130
Градиент (уклон) набора высоты (закрылки выпущены, шас-		
си убрано), %		3,35	3.15
Относительная скорость отказа двигателя для сбалансиро-		
1 1 ванной длины ВПП——т?—		0,812	0,885
К  Длина разбега, м . ... .		1090	1320
Рис. 1.4. Номограмма для определения потребной длины разбега

Взлетные характеристики самолета приведены в табл. 3 и на но-
мограмме (рис. 1.4), взлетный вес 44 Т, условия стандартные и расчет-
ные: давление 730 мм рт. ст., температура + 30°С. Скорости отрыва
самолета превышают на 20 — 24% скорости, сваливания самолета с за-
крылками, соответственно отклоненными на 20 и 10“.

Набор высоты при работающих двигателях на номинальном режи-
ме для взлетного веса 44 Т в стандартных условиях характеризуется
данными, указанными в табл. 4.

Таблица 4

Характеристики набора высоты

Вертикальная скорость, набора, м!сек . .

Время набора, мин......................

Пройденный путь, км..................

Высота, кн

0	2	4	6	8	10	11	12
14,5	12,5	10,5	8,5	6	3	1.9	0
—	2,5	5,5	8,5	13,5	21	27	50
—	25	50	75	130	220	280	450

Наивыгоднейшая скорость набора высоты по прибору у земли —
470 — 510 км/ч с последующим уменьшением ее в среднем на 10 км/ч
на каждые последующие 1 000 м высоты.

На одном двигателе самолет может набрать высоту 5300 м при
взлетном весе 44 Т за время 65—68 мин на приборной скорости около
400 км/ч у земли с последующим уменьшением ее на 5—10 км/ч на каж-
дые последующие 1 000 м высоты. Вертикальная скорость у земли при
наборе высоты на номинальном режиме работающего двигателя —
3,1 м/сек, на высоте 4 км — около 1 м/сек.

Крейсерская высота и скорость полета выбираются из условия по-
лучения наивыгоднейшего по себестоимости эксплуатации сочетания
высоты и скорости. При полетах с полной коммерческой нагрузкой на
дальность до 1 800 км (с учетом резерва топлива 2 500 кГ) экономиче-
ская крейсерская скорость находится в пределах 8б0 — 870 км/ч
(М — 0,8-: 0,82), а при полетах на большую дальность крейсерская
скорость должна быть в пределах 770 — 830 км/ч (М = 0,73ч-0,75) и
выбирается в соответствии с наименьшими километровыми расходами
топлива. Максимальные скорости горизонтального полета ограничива-
16
ются числом М = 0,82 на высотах более 8 600 м и приборной скоростью
600 км/ч на высотах менее 8 600 м. Минимально допустимая скорость по
прибору в горизонтальном полете с убранными закрылками и шасси —
330 км!ч.

В случае отказа одного двигателя в горизонтальном полете само-
лет снижается до высоты примерно 6 500 м при работе исправного дви-
гателя на номинальном режиме при полетном весе 40 Т. Если же вес
самолета находится в пределах 32 — 35 Т, то самолет может продолжать
горизонтальный полет на высоте 8 500 — 8 000 м.

Снижение самолета в нормальных условиях выполняется на режи-
ме двигателей 81—83% До высоты 5 000 м и на режиме малого газа с
высоты 5000 м до высоты круга. До высоты 8 600 м выдерживается
число М.=0,8 4-0,82, ниже — скорость по прибору 580—600 км/ч. Вер-
тикальная скорость снижения самолета до высоты 5 000 м составляет
10—14 л/сек, на меньших высотах—12—\6м/сек. Так, с высоты 11000/4
до высоты 500 м самолет снижается за 17 мин, проходит путь 220 км и
расходует 280 кГ топлива.

В случае необходимости экстренного снижения двигатели сразу пе-
реводятся на малый газ, выпускается шасси и самолет вводится в сниже-
ние, в процессе которого вертикальные скорости достигают
45 — 50 м/сек. Число М до высоты 8 600 м — не более 0,82, на меньших
высотах выдерживается скорость по прибору 600 км/ч. Время экстрен-
ного снижения с высоты 11000 до 5 000 м равно примерно 2 мин
40 сек.

Посадочные характеристики самолета при 6Э=38°, 6щ=40°,
6ивт=52° приведены в табл. 5.

Таблица 5

Посадочные характеристики	Посадочный вес, кГ	
	$норм. пос. — - 37 000	$макс. пос.  = 40 000
Нагрузка на 1 м1 крыла, кГ 1мг .........	322	348
Скорость срыва	(су = 1,85)	  Минимальная скорость пересечения входной кромки	188	196
ВПП РАТО , км!ч		-250	-260
Угол атаки крыла на планировании (су = 1,07)	4—5°	4—5°
Скорость касания Укас , км/ч		225-230	235—240
У гот атаки крыла на посадке (су = 1,25) 	6—7°	6—7°
Длина посадочной дистанции с Н = 15 м . 	1200	1275
Потребная длина ВПП	  Длина пробега, м ........	. .	2190  860	2 330  905

Над входной кромкой ВПП самолет должен пролететь на скорости,
в 1,3 раза большей скорости срыва самолета с закрылками, выпущенны-
ми на 38°. Поэтому минимальная скорость пересечения входной кромки
ВПП равна 250 км/ч при посадочном весе 37 Т. Посадочная скорость
самолета — 225—230 км!ч, посадочный угол атаки — 5,5—7°, су1ГОс =
1,25.

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

Центровкой самолета называется положение центра тяжести само-
лета на средней аэродинамической хорде крыла, выраженное в процен-
тах, считая от ее носка. При расчете центровки за начало координат
принимается точка пересечения строительной горизонтали фюзеляжа
с вертикальной плоскостью, проходящей через ось второго лонжерона
<5 Продольная ось фюзеляжа

САХ = 4,318 м

'///////////////.

_1_______

7Z>%	J«%.

zzz^zzzzz/zzzzvzzzzzzzzzzzzzzzzzzz.
57%

0,332м

Рис. 1.5. Положение средней аэродинами-
ческой хорды относительно продольной оси
самолета

центроплана. Центровка самолета в процентах САХ вычисляется по
следующей формуле

где х0 — координата центра тяжести самолета от начала коорди-
нат, м;

0,322 — расстояние между началом САХ и началом координат, м;

4,318 — величина САХ (рис. 1.5).

Самолет Ту-134 имеет хорошую устойчивость и управляемость во
всех элементах полета при следующих центровках:

предельно передняя центровка — 26% САХ (шасси выпущено);

предельно задняя центровка — 38% САХ (шасси убрано).

Центровка опрокидывания пустого самолета на хвост на земле
равна 51—53% САХ (положение, когда линия действия веса самолета
лежит в плоскости, проходящей через оси подвески тележек шасси).
Центровка пустого самолета указывается в формуляре самолета и мо-
жет находиться в диапазоне 47,5 — 49,5% для каждого отдельного са-
молета.

Уборка шасси смещает центр тяжести самолета назад пример-
но на 0,8% САХ для взлетных весов и примерно на 1% САХ для поса-
дочных весов.

Перемещение 100 кГ груза из переднего багажника в задний, и на-
оборот, смещает центровку для взлетного веса на 1,1% САХ, у пустого
самолета — на 1,6% САХ.

Для обеспечения центровок в допустимом диапозоне загрузка само-
лета должна производиться по специальному центровочному графику.
Сначала загружается переднее багажное помещение, затем заднее.
Система автоматической выработки топлива обеспечивает изменение
центровки в полете в заданном диапазоне. Изменение порядка выработ-
ки топлива на самолетах с № 21 (4-я серия) заметно уменьшило изме-
нение центровки в полете.

Кроме того, остаток топлива 2,5 Т в первом кессон-баке на этих са-
молетах позволяет иметь центровку пустого самолета около 44% САХ,
что значительно увеличивает запас центровки опрокидывания самолета
на хвост ( — 7,5% САХ).

На ранее выпущенных самолетах эта величина составляет около>
3% САХ.
ОСНОВНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ

Прочность самолета Ту-134 соответствует требованиям норм, дей-
ствующих в СССР, и международным нормам. Самолет имеет следую-
щие эксплуатационные ограничения.

1.	Максимально допустимая скорость по прибору в любых элемен-
тах полета с пустым кессон-баком № 3 до высоты 8 600 м составляет
600 км!ч. Этой скорости соответствует скоростной напор у земли
1 740 кГ/м2, на высоте 8 600 м — 1 560 кГ1м2.

2.	Максимально допустимое число М во всех элементах полета на
высоте более 8 600 м равно 0,82.

3.	Максимально допустимая скорость по прибору с заправленным
кессон-баком № 3 до высоты 11 000 м— 500 км)ч (кессон-бак № 3 за-
правляется только при полетах на дальность свыше 2 000 км и топливо
из этого бака расходуется в первую очередь на взлете и при наборе вы-
соты). Скоростной напор, соответствующий приборной скорости
500 км!ч у земли, равен 1 200 кПм2, а на высоте 11 000— 1 070 кПм2.

4.	Максимально допустимая скорость нормальной эксплуатации по
прибору в процессе уборки и выпуска шасси, закрылков на угол до 20°,
а также при перекладке стабилизатора составляет 400 км/ч. Этой ско-
рости соответствует скоростной напор q = 770 кГ/м2.

5.	Максимально допустимая скорость по прибору при выпуске за-
крылков на 38°, щитка на 40° равна 340 км!ч. Этой скорости соответст-
вует напор 9=560 кГ1м2.

6.	Максимально допустимая скорость выпуска тормозного пара-
шюта — 250 км!ч.

7.	Максимально допустимая скорость по прибору при полете с от-
казавшим демпфером рыскания — 550 км!ч. При полете с убранными
закрылками угол отклонения руля направления не должен превышать
±5°. Минимально допустимая скорость во всех элементах полета (за
исключением взлета и посадки) с убранными закрылками — 330 км!ч,
с закрылками, выпущенными на 10°, — 330 км)ч, с закрылками, выпу-
щенными на 204-38°, — 270 км/ч.

Если скорости полета близки к минимально допустимым, то при
выполнении разворотов по приборам маневры самолета необходимо вы-
полнять плавным движением рулей с минимальными перегрузками и с
креном не более 20°.

Максимально допустимая боковая составляющая ветра под углом
90° к ВПП при взлете и посадке на сухой полосе— 14 м!сек, на обледе-
невшей полосе — 6 м)сек.

Избыточное давление в гермокабине — 0,57 кГ/см2.

Эксплуатационная перегрузка в центре тяжести самолета при ма-
невре не должна превышать величины 2,5. Эта величина определяется
аэродинамикой самолета, т. е. величиной допустимого значения коэф-
фициента подъемной сн-

лы Судоп, а также прочно- стью самолета. Величина cv доп соответствует углу атаки, при котором начи- нается тряска самолета.  В табл. 6 приведены значения эксплуатацион- ных и расчетных (в Обра- за больших) перегрузок для различных весов са- молета по маневру и при «болтанке» при скорости по прибору 600 км!ч.	Вес самоле- та, т	Пер	Таблица 6 вгрузки по нормам прочности		
		прн ман	евре	при „болтанке”	
		яэкспл	ярасч	ЯЭКСПЛ	лрасч
	44  40  37  35  31	2,55  2,63  2,69  2,74  2,85	3,83  3,95  4,04  4,11  4.28	2,93  3,11  3,26  3,38  3,66	4,40  4,67 4,9  5,07 5,50
ГЛАВА 2

ПЛАНЕР

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Основными агрегатами планера являются фюзеляж, крыло, оперение,
гондолы шасси, расположенные на крыле, и гондолы двигателей. К пла-
неру относятся также система управления и шасси, описание которых
выделено в самостоятельные главы.

Планер самолета имеет ряд технологических и эксплуатационных
разъемов (рис. 2.1), предназначенных для облегчения сборки самолета.

Фюзеляж имеет два основных технологических разъема, которыми он
делится на носовую, среднюю и хвостовую части. Технологические разъе-
мы крыла делят его на центроплан, среднюю и отъемную часть крыла.
Хвостовое оперение имеет разъем по стыку с фюзеляжем.

Отдельные части планера (фюзеляж, крыло и др.) собраны из пане-
лей, представляющих собой химически фрезерованные листы с набором
стрингеров и шпангоутов.

Эксплуатационные разъемы позволяют выполнять демонтаж и мон-
таж частей самолета (элеронов, рулей, закрылков, триммеров, дверей
и т. д.) в случае их замены.

В качестве основных материалов в конструкции планера применены
проверенные, надежные и хорошо изученные сплавы. Для силовых эле-
ментов конструкции планера использованы алюминиевые сплавы
Д16А-Т, Д16А-ТН, Д16А-ТВ, Д16-ТНВ, Д16А-М0, В95, В65, АК-6, АК-8,
магниевый сплав МЛ-5Т, стали ЗОХГСА, ЗОХГСНА и 40ХНМА

Сплавы Д16 используются для изготовления обшивки, стрингеров,
шпангоутов, стенок лонжеронов и нервюр. Алюминиевые сплавы АК-6,
АК-8 применяются для нагруженных деталей, изготавливаемых горячей
штамповкой, стали ЗОХГСА, ЗОХСНА, 40ХНМА— для особо ответствен-
ных высоконагруженных деталей. Магниевый сплав МЛ-5 применяется
для изготовления малонагруженных деталей конструкции, имеет неболь-
шой удельный вес (1,85 Пен?), но обладает большим недостатком —
низкой коррозийной стойкостью и поэтому требует особого внимания и
систематического наблюдения за состоянием поверхности.

ФЮЗЕЛЯЖ

Фюзеляж самолета предназначен для размещения экипажа пассажи-
ров, грузов и оборудования, а также является основанием для крепления
крыла, оперения, двигателей и передней ноги шасси. В процессе полета
и при посадке на фюзеляж действуют следующие силы: массовые силы
конструкции фюзеляжа, агрегатов, грузов и оборудования, размещенно-
го в фюзеляже; силы от прикрепленных к нему хвостового оперения и
крыла, двигателей, передней ноги шасси; аэродинамические силы, дейст-
вующие непосредственно на фюзеляж (незначительны), и силы от избы-
точного давления внутри герметической кабины.

Силы, приложенные к фюзеляжу (рис 2-2), действуют в двух плос-
костях симметрии самолета: параллельной и перпендикулярной. При вы-
ходе из пикирования или посадке самолета фюзеляж нагружен силами,
изгибающими фюзеляж в вертикальной плоскости. При полете самолета
с отклоненным рулем направления фюзеляж нагружен силами, изгибаю-
щими фюзеляж в горизонтальной плоскости. Под действием этих сил
конструкция фюзеляжа испытывает деформацию. От сил, действующих
параллельно к плоскости симметрии самолета, фюзеляж изгибается в
вертикальной плоскости. Под действием сил, приложенных к фюзеляжу
в перпендикулярной плоскости симметрии, он изгибается в горизонталь-
20
Рис. 2 1 Технологические и эксплуатационные разъемы планера.

/ — фонарь штурмана; 2 — носовая часть фюзеляжа, 3 — средняя часть
крыла; 4 — съемные носки крыла, 5 — отъемная часть крыла, 6 — концевой
обтекатель крыла; 7 —элерон; в—интерцептор; 9 — внешний закрылок;
10 — гондола шасси; // — внутренний закрылок; 12— щиток подкоса
главной ноги шасси; 13 — створки гондолы шасси; 14 — главная нога шасси;
/5 — средняя часть фюзеляжа; /6 — гондола двигателя; /7 — форкиль;
18 — хвостовая часть фюзеляжа; 19 — носок киля; 20— концевой
обтекатель киля; 21 — иосок стабилизатора, 22 — коисоль стабилизатора,
23 — триммер руля высоты; 24 — руль высоты; 25 — концевой обтекатель
стабилизатора; 26 — триммер руля направления; 27 — руль направления,
28— киль; 29 — крышки гоидоты двигателя; 30— пилон, 31 — посадочный
щиток; 32 — флетиер элерона; 33 — триммер-флетнер элерона; 34 — соедини-
тельная лента носков крыла; 35 — створки отсека передней ноги; 36 — перед-
няя нога шасси; 37 — обтекатель антенны радиолокатора
п
Рис. 2.2. Нагрузки, действующие на фюзеляж в полете

ной плоскости. Кроме того, при нагрузке на вертикальное оперение фю-
зеляж скручивается. Как видим, конструкция фюзеляжа работает на
вертикальный изгиб и сдвиг, горизонтальный изгиб, сдвиг и кручение.

При расчетах фюзеляжа на прочность его условно расчленяют на три
части (носовую, среднюю и хвостовую) и рассматривают как балку, опи-
рающуюся на лонжероны крыла. Прикладываемые к фюзеляжу нагрузки
от оперения, передней ноги, двигателей и другие нагрузки вычисляют в
соответствии с нормами прочности.

Если рассматривать распределение сил по элементам конструкции,
то мы увидим следующее. Усилия от изгибающего момента в вертикаль-
ной плоскости воспринимаются и передаются на крыло обшивкой и
стрингерами, при этом нижние стрингеры и обшивка работают на растя-
жение, а верхние — на сжатие. Если изгибающий момент действует в
поперечной плоскости (горизонтальной), то растягиваются и сжимаются
обшивка и стрингеры соответствующих бортов. Крутящий момент восп-
ринимается и передается на крыло обшивкой фюзеляжа. Поперечные
силы Qi и Q2, возникающие от аэродинамических сил Уг.о и YB.O, воспри-
нимаются боковыми, верхними и нижними участками обшивки.

Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию ти-
па полумонокок с набором стрингеров, шпангоутов и работающей об-
шивки. Он разделен плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части-
В верхней части размещены кабина экипажа, пассажирские салоны,
бытовые и санитарно-гигиенические помещения, багажные отделения,
в нижней — технические отсеки. По шпангоутам № 15 и 55 фюзеляж
разделен на три части: носовую, среднюю и хвостовую- Носовая и сред-
няя части образуют герметическую кабину, в которой размещены эки-
паж и пассажиры. Хвостовая часть негерметична и служит для разме-
щения технического оборудования-

Компоновка фюзеляжа. В герметической части фюзеляжа (рис. 2.3)
размещены экипаж, пассажиры, грузы и техническое оборудование са-
молета.

Кабина экипажа расположена между шпангоутами № 2 и 11- В ка-
бине установлены кресла пилотов и штурмана, лоцмана (бортрадиста)
и механика. Здесь сосредоточены органы управления и контроля самоле-
та, силовой установки, радионавигационные средства и сигнальные уст-
ройства- Экипаж самолета размещен следующим образом: командир
22
Рис. 2.3. Компоновка фюзеляжа:

1 — кабина штурмана и лоцмана;
2—кабина пилотов; 3 —вестибюль
н гардероб экипажа; 4 — передний
грузовой отсек; 5 — буфет; 6 — пе-
редний пассажирский салон; 7 —
съемная перегородка; 8 — туалет-
ные комнаты; 9 — задний грузовой
отсек; 10 — задний пассажирский
салон; // — третий технический
отсек; 12 — четвертый технический
отсек; 13— люк заднего грузового
отсека; 14 — второй техническпй
отсек; 15 — аварийные люки; 15 —
отсек центроплана; 17 — первый
технический отсек; 18 — съемный
гардероб; 19— входная дверь;
20 — отсек передней ноги шасси;
21 — отсек антенны радиолокатора;
22 — обтекатель антенны радиоло-
катора

Шпангоуты
«•
Рис. 2.4. Размещение элементов систем управления первого пилота:

/ — педаль управления рулем направления; 2— упоры-ограничители отклонения колонок; 3 — ко-
лонка управления рулем высоты; 4— штурвал тросового управления триммерами руля высоты;
5 — рукоятка стопорения рулей и элеронов; 6 — пульт синхронизации триммеров элеронов (под
крышкой пульта запуска двигателей); 7 — переключатель ППНГ-15К управления интерцепторами;
8 — переключатель ЗППНГ-15К управления закрылками; 9 — переключатель ЗППНГ-15 управления
посадочным щитком; 10—кнопка 5КС выпуска посадочного парашюта; 11— переключатель
2ПНГ-15 управления триммером и механизмом триммерного эффекта взлетно-посадочного загру
жателя руля направления; 12 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммера
руля направления; 13 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения механизма трим-
мериого эффекта взлетно-посадочного загружателя руля направления; 14 — переключатель
2ПНГ-15 управления триммером элеронов; 15 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального поло-
жения триммеров элеронов (по положению триммера правого элерона); 16— переключатель
2ПНГ-15 управления стабилизатором; 17 — панель АЗС; 18—штурвал управления элеронами;
19 — приборная доска левого пилота; 20 — верхний электрощиток пилотов; 21 — сектор газа
(РУД); 22 — кнопка стояночного торможения

(первый пилот) — в кресле слева по полету, второй пилот— справа,
штурман — в носу самолета на вращающемся кресле, лоцман между
штурманом и пилотами (в проходе), бортмеханик — в проходе между
сиденьями пилотов. По левому и правому бортам (рис. 2.4 и 2.5) распо-
ложены элементы систем управления первого и второго пилотов. В пе-
редней части кабины помещены их приборные доски (рис. 2.6, 2.7 и 2.8),
а также средняя приборная доска. Над их рабочим местом смонтирован
верхний электрощиток (рис. 2.9). В отсеке штурмана (рис. 2.11) по лево-
му борту размещены приборная доска штурмана (рис. 2 10), щиток
управления электроэнергией и другое оборудование.
Рис. 2.5. Размещение элементов систем управления второго пилота:

1— педаль управления рулем направления; 2 — приборная доска правого пилота; 3—штурвал
управления элеронами; 4 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммеров
эчеронов (по положению триммера правого элерона) 5 — переключатель 2ПНГ-15 управления
триммерами элеронов; 6 — лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положения триммера руля
направления; 7 —лампа СЛМ-61 сигнализации нейтрального положении механизма триммерного
эффекта взлетно-посадочного загружателя руля направления; 8— переключатель 2ПНГ-15 управ-
ления триммером и механизмом триммерного эффекта взлетно-посадочного загружателя руля
направления 9—кнопка 5КС выпуска посадочного парашюта; 10 — переключатель 2ПНГ 15 уп-
равления стабилизатором; // — переключатель 2ПНГ-1Б управления посадочным щитком; /2 —пе-
реключатель 2ПНГ-15 управления закрылками; /3 — штурвал тросового управления триммерами
руля высоты; 14—колонка управления рулем высоты; 15 — упор-ограничитель отклонения ко-

лонок

За перегородкой левого пилота размещена этажерка оборудования с
различной аппаратурой. В проходе кабины пилотов по левой стороне
установлен щиток приборов контроля работы двигателей и щиток демп-
фера рыскания ДР-134М. За этажеркой оборудования и перегородкой
правого пилота (см. рис. 2.3) расположены передний грузовой отсек 4 и
вестибюль 3 с гардеробом экипажа, буфет 5 и вестибюль пассажирской
кабины. Служебные помещения заканчиваются шпангоутом № 17. Для
входа в самолет и выхода из него членов экипажа, загрузки и выгрузки
багажа и продуктов питания между шпангоутами № 11 и 13 размещена
Рис. 2.6. Приборная доска первого пилота:

1 — указатель автомата трнммирования У АТ-3; 2 — вариометр BAP-75M; 3 — переключатель сигна-
лизации высоты ПСВ-УМ; 4 — прямопоказывающий прибор дальности и азимута ППДА-П1.
5—маметр MC-IK; 6 — светильник АГЛ; 7 —указатель авиагоризонта 1122Б; в—указатель скоро-
сти КУС-1200; У —светильник АГП; 10 — светильник СВ-1; 11 — лампа СЛМ-61 (желтая, СМ-39)
сигнализации включения канала демпфера рыскания; /2 — пилотажный прибор ПП-1ПМ;
13—выключатель В Г-15К «Опознавание»; 14— сигнальное табло Т-10У2; 15—кнопка включения
«.вязи автопилота с аппаратурой НАС; 16 — сигнальное табло Т-6У2; П — указатель углов атаки и
перегрузок УАП-ЗКР; 18 — вариометр ВАР-ЗОМ; 19 — указатель радиовысотомера; 20 — ука-
затель высотомера УВИД-30-15К; 21— указатель высоты ВД-20; 22— табло пилотажно-посадочного
сигнализатора ППС-2МК; 23 — указатель РМИ (ИКУ-1); 24 — навигационно-курсовой прибор НКП-4К;
25— выключатель ВГ-15К авиагоризонта; 26— выключатель В-200К радиовысотомера; 27— кнопка
5К сброса посадочного парашюта; 28— сигнальная лампа СЛМ-61 (зеленая, СМ-39) выпуска по-
садочного парашюта; 29—указатель температуры ТНВ-1

служебная дверь размером 1 250X750 мм. Дверь для входа и выхода
пассажиров размером 1 610X700 мм установлена в вестибюле пассажир-
ской кабины между шпангоутами № 15 и 17. В вестибюле кабины летчи-
ков и пассажирской кабины размещены желоб для покидания самолета,
спасательные жилеты экипажа, надувной аварийный трап с баллоном,
аварийная радиостанция и бортовая лестница. Здесь же имеются откид-
ные сиденья для отдыха бортпроводников.

Пассажирская кабина размещена между шпангоутами № 17 и 45.
Перегородка, установленная по шпангоуту № 34, делит кабину на два
салона- В первом салоне установлено 11 рядов кресел (по четыре крес-
ла в ряду), во втором — 7 рядов, всего 72 кресла (туристский вариант).
Возможен смешанный вариант компоновки пассажирской кабины на 64
места, при котором первый салон переоборудуется в первый класс, а
второй остается без изменений. В первом салоне за первым рядом кре-
сел установлены два стола-, а во втором на перегородке салонов разме-
щены два откидных столика.

Туалетные комнаты размещены между шпангоутами № 45 и 48
В заднем багажном помещении, расположенном между шпангоутами
№ 45 и 55, по левому борту и на стенке шпангоута № 48 помещена ком-
мутационная аппаратура электросистемы самолета и силовой
26
Vt 15 16	17 1B 19

65 96 33 43 «2 4/ W 39	38	37 36	35 36	33 32 31

Рис. 2.7. Средняя приборная доска:

1— манометр тормозной гидросистемы УИ-1-240; 2 — сигнальная лампа СЛМ-61 с белым свето-
фильтром «Автомат тормозов* (правый); 3—сигнальная лампа СЛМ-61 с белым светофильтром
«Автомат тормозов» (левый); 4, 29—блоки управления (нз комплекта КУРС-МП); 5—специаль-
ная гайка крепления приборной доски; 6 — манометр топлива левого двигателя УИ1-4ТР (из
комплекта ДИМ-4Т); 7 — трехстрелочиый индикатор УИЗ-ЗТР давления топлива, температуры и
давления масла левого двигателя; 8 — указатель расходомера левого двигателя (нз комплекта
РТСВ-10-8); 9— указатель ИТ-2Т температуры левого двигателя; 10 — выключатель 2В-20ЭК
включения литания на усилитель указателя ИТ-2Т; И, 24 — лампы сигнализации «Вибрация
велика» СЛМ-61 (красная, СМ-39); 12, 23—лампы сигнализации «Стружка в масле» СЛМ-61
(красные, СМ-39); 13, 22 — лампы сигнализации «ВНА-10» СЛМ-61 (белые, СМ-39); 14— часы
АЧС-1; 15 — лампы СЛМ-61 сигнализации «Маркер» с синим светофильтром; 16—лампа СЛМ-61
сигнализации «Маркер» с белым светофильтром; 17— выключатель ТВ-2-1-120 вт (для футомеров
с электропитанием); 18 — лампа СЛМ-61 сигнализации «Маркер» с желтым светофильтром;
19 — футомер КАА-1603; 20 — указатель ИТЭ-2Т тахометра; 21 — сигнальное табло Т-8У2; 25 — ука-
затель ИТ-2Т температуры правого двигателя; 26 — трехстрелочный индикатор УИЗ-ЗТР давления
топлива, температуры и давления масла правого двигателя (из комплекта ЭМИ-ЗРТИ); 27 — ука-
затель расходомера топлива правого двигателя (из комплекта РТСВ-10-8); 28—манометр
УИ1-4ТР топлива правого двигателя (нз комплекта ДИМ-4Т); 30— указатель положения стаби-
лизатора УПС-1; 31 — светильник СВ; 32 — указатель положения посадочного щитка УЗП-47;
33 — селекторы азимута (из комплекта КУРС-МП); 34—указатель положения правого закрылка
УЗП-47;	35 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации выпущенного положения интерцепторов;

36 — указатель положения левого закрылка УЗП-47; 37 — селектор выбора радиосистем (из комп-
лекта КУРС-МП); 38 — манометр УИ1-150 дублирующей гидросистемы (из комплекта ДИМ-150);
39 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы дублирующей гидросистемы; 40— манометр
УИ1-240 основной гидросистемы (из комплекта ДИМ-240); 41 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнали-
зации работы основной гидросистемы; 42—манометр УИ1-240 аварийной линии тормозной гид-
росистемы (из комплекта ДИМ-240); 43— лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы аварий-
ной гидросистемы; 44 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации работы тормозной гидросистемы;

45 — кнопка 5К «Сброс сигнала табло»

установки. Здесь же находится бак с водой для туалетных комнат. По
правому борту между шпангоутами № 48 и 51 установлена дверь ба-
гажного отсека размером 910X1 220 мм, которая открывается переме-
щением вверх с помощью механизма открытия.
Рис. 2.8. Приборная доска второго пилота:

1 ~ переключатель топливомера ПГ-4 (нз комплекта СЭТС-470А); 2 — указатель топлнвомерз
УТД-52 (из комплекта СЭТС-470А); 3 — маметр МС-1К; 4— указатель высоты и перепада дав
ления УВПД-5-0,8; 5 — указатель скорости КУС-1200; 6—электрический указатель поворота
ЭУП-53: 7 — сигнальное табло Т-6У2; 8 —указатель Т1ДТ-1 температуры воздуха противообледе-
нительной системы крыла (из комплекта ТЦТ-13); сигнальное табло Т-10У2- 10 — сигнальное
табло « а критическое», «Допускаемое пу » системы АУАСП-15КР; // — светильники СВ 1
J2 — выключатель ВГ-15К-2С переключения сигналов РСБН-2С на КПП или НКП; 13 — пилотаж
ный прибор ПП-1ПМ (из комплекта «Путь-4МПА»); 14— навигационно-курсовой прибор НКП-4
(из комплекта «Путь-4МП А»); 15— вариометр ВАР-ЗСМ; 16— высотомер ВД-20К; 17— указатель
РМИ (ИКУ-1) из комплекта КУРС-МП; 18— лампа СЛМ-61 (зеленая) сигнализации выпуска
посадочного парашюта; 19—кнопка 5К сброса посадочного парашюта: 20— вариометр кабинный
ВАР-ЗОМ; 2/— выключатель ВГ-15К-2С указателя поворота; 22—переключатель ПНГ-15К надду
ва кабины от правого двигателя, 23 — указатель УРВ-1500 расхода воздуха в лииин обогрева
кабины; 24 — переключатель ПНГ-15К наддува кабины от левого двигателя; 25 — лампа СЛМ-61
(красная) сигнализации перенаддува кабниы; 26 — указатель расходомера воздуха УРВК в ли-
пни вентиляции кабин; 27 — переключатель ППНГ-15К «Сброс давления»; 28— переключатель
ЗП4Н-П2Г-3 термометра ТУЭ-48; 29— указатель термометра ТУЭ-48 температуры воздуха в ли-
ниях обогрева и вентиляции; 30 — выключатель ВГ-15К-2С принудительной работы насосов,

31 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации «Идет заправка»

В первом, втором, третьем и четвертом технических отсеках 17, 14, 11
и 12 установлены агрегаты, аппаратура п оборудование всех систем са-
молета. Доступ в первый и второй технические отсеки 17 и 14 осуществ-
ляется через люки, установленные в нижней точке фюзеляжа между
шпангоутами № 20 и 22, № 39 и 41. Для аварийного покидания самолета
с каждого борта фюзеляжа над полукрылом между шпангоутами №29 и
31, № 34 и 36 выполнены четыре аварийных люка.

В хвостовой части фюзеляжа расположены третий и четвертый тех-
нические отсеки 11 и 12, в которых установлены агрегаты и оборудова-
ние высотной и гидравлической систем, электрооборудование, механиз-
мы системы управления и тормозной парашют Вход в третий техниче-
ский отсек осуществляется через люк по правому борту между шпангоу-
тами № 55 и 58, а в четвертый — через люк контейнера тормозного
парашюта.

Герметическая кабина самолета ограничена зоной герметизация, в ко-
торой соединения элементов конструкции выполнены герметичными.
Зона герметизации (рис. 2.12) ограничена обшивкой фюзеляжа, от фо-
наря штурмана до шпангоута № 55, нишей радиолокатора и передней
28


Рис. 2.9. Пульты управления иа потолке кабины пилотов:

/ — пульт управления П-1 (из комплекта РСБН-2С); 2 — блок электрического баланса и контроля
«Нуля» (из комплекта КУРС-МП); 3— щиток пилота (нз комплекта РСБН-2С); 4 — верхний
светильник; 5 — верхний злектрощиток пилотов; 6 — пульт управления ПУ-16 (из комплекта
АП-6Е-ЗП)

ноги шасси, обшивкой и лонжеронами центроплана по шпангоутам
№ 24 и 34, остеклением пассажирской кабины, входными дверями и
крышками люков. Выходы из зоны герметизации элементов управления,
водов, электропроводки герметизируются специальными уплотнительны-
ми переходниками.

Обшивка и каркас фюзеляжа. Носовая, средняя и хвостовые части
фюзеляжа состоят из набора стрингеров, шпангоутов и обшивки. Стрин-
геры образуют продольный набор, шпангоуты — поперечный (стрингеры
идут вдоль оси фюзеляжа, шпангоуты — поперек)

Поперечный набор фюзеляжа состоит из 64 шпангоутов, которые об-
разуют требуемую поперечную форму фюзеляжа, подкрепляют обшивку
и стрингеры, тем самым обеспечивая жесткость каркаса. Как видно из
рис- 2.13, все шпангоуты пронумерованы от № 2 до 64 с началом отсче-
та от носовой части фюзеляжа.

Фюзеляж имеет нормальные (типовые) и силовые шпангоуты. Пос-
ледние заметно отличаются от нормальных своими конструктивными
элементами, которые выполнены усиленными, с введением различного
рода штампованных узлов из материала АК-6 или АК-8. В отдельных
случаях могут вводиться и стальные узлы Применение силовых шпан-
гоутов обусловлено наличием в конструкции фюзеляжа сосредоточен-
ных нагрузок от других элементов самолета и вырезов (нагрузки от шас-
си, крыла, двигателей, оперения; вырезы-проемы дверей и люков и Др.).

В фюзеляже самолета Ту-134 силовыми шпангоутами являются № 4,
6. 8, 11, 13, 15, 15А, 28, 34, 37, 47, 48, 51, 55, 55А, 60 и 62. Шпангоуты
№ 2, 5, 9 — усиленные, остальные шпангоуты — облегченный конструк-
7

го

Рис. 2.10. Приборная доска штурмана:

1 — лампа СЛМ-61 (красная) сигнализации «Пролет зоны» системы РСБН-2С- 2комбинирован-
ный пилотажный прибор КПП-М2 (из комплекта РСБН-2С); 3 —лампа СЛМ-61 (красная) сигна-
лизации о неисправности канала дальности системы РСБН-2С; 4 — лампа СЛМ-61 сигнализации
о неисправности канала азимута системы РСБН-2С; 5 —задатчик угла карты ЗУК-1 (нз комплек-
та НАС-1А6К); 6 —счетчик пути СП (из комплекта НАС-1А6К); 7 —задатчик ветра ЗВ-1 (нз
комплекта НАС-1А6К); 8 — индикатор (блок № 4 из комплекта НАС-1А6К); 9 —указатель,
гнромагинтиого курса УГА-1У; 10 — указатель термометра наружного воздуха ТНВ-1 (из комп
лекта ТНВ-15); 11— переключатель ВГ-15К-2С «АРК-1— VOR-1» переключения указателя штур-
мана и телефонных выходов в СПУ радиокомпаса АРК-Н № 1 и полукомплекта КУРС-МП;
12— переключатель ВГ-15К-2С «АРК-2— VOR-2- переключения указателя штурмана и теле-
фонных выходов в СПУ радиокомпаса АРК-11 № 2 и полукомплекта КУРС-МП, 13 — часы
АЧС-1; 14 — индикатор бокового уклонения (блок № 16 из комплекта НАС-1А6К); 15 — комби-
нированный указатель скорости КУС-1 200; 16 — указатель высоты; 17 — указатель штур-
мана УШ (из комплекта КС-8); 18—прямопоказывающий прибор дальности и азимута ППДА-ПП
(из комплекта РСБН-2С); 19 — вариометр ВАР-ЗОМ; 20— светильник трубчатый СТ;21—лампа
СЛМ-61 (белая) сигнализации включения КПП системы РСБН-2С; 22 — лампа СЛМ-61 (зеленая)
сигнализации «Подлет к зоне» системы РСБН-2С

ции из катаных профилей Z-образного сечения, которые создают обод
шпангоута. Степень усиления шпангоута зависит от действующих на них
нагрузок, поэтому по конструктивному решению силовые шпангоуты за-
метно отличаются друг от друга.

Шпангоут № 2 является усиленным, так как к нему подсоединили фо-
нарь штурмана. Шпангоуты № 4 и 6 воспринимают нагрузку от избыточ-
ного давления в фюзеляже, т. е. являются стенками, отделяющими ни-
шу радиолокатора от отсека экипажа, поэтому они силовые. Шпангоут
№ 8 в верхней части служит опорой фонаря пилотов, а в нижней час-
ти— передней опорой продольных балок в нише шасси, воспринимающих
нагрузку от передней ноги. Он разрезает стрингеры и клепается непос-
редственно с обшивкой. Шпангоут № 11 воспринимает усилия от узлов
подкоса передней ноги. По шпангоутам № 15, и 15А, осуществлен стык
носовой и средней частей фюзеляжа, кроме того, они являются задней
опорой продольных балок отсека передней ноги шасси. Со стрингерами
шпангоуты крепятся косынками, с обшивкой — через гнутые угольники-
компенсаторы-

Шпангоуты № 28 и 34 (рис. 2-14) соответственно стыкуются с перед-
ним и задним лонжеронами центроплана и передают нагрузки с крыла
на фюзеляж Шпангоуты имеют форму арок, расширяющихся внизу для
обеспечения крепления с лонжеронами центроплана, и собраны из мощ-
ных прессованных профилей и стенок. Крепятся шпангоуты № 28 в 34 к
30
Рис. 2.11. Размещение оборудования в кабине штурмана:

< — блок измерения дальности (из комплекта РСБН-2С); 2— блок измерения азимута (из комп-
лекта РСБН-2С); 3—пульт управления (из комплекта АРК-11 № 2); 4 — миллиамперметр (из
комплекта АРК-11 № 2);- 5 — датчик высоты ДВ-47М; 6 — пульт управления ПУ-1 (из комплекса

КС-8); 7 — щиток распределения электроэнергии; 8— пульт управления (блок № 6 нз комп-
лекта НАС-1А6К); 9 — пульт управления П-1 (из комплекта «Лотос» № 2); 10 — приборная доска
штурмана; 11 — реостаты РКЛ-45; 12 — гр а фикодержатели; 13 — светильники красного и белого
освещения; 14— раздатчик воздуха; 15—индикатор кислородного потока штурмана ИП (из
комплекта КП-24М); 16 — лампа СЛМ-61 (желтая) «Кислород» штурмана сигнализации о падении
давления в кабине; 17— миллиамперметр (из комплекта АРК-11 № 1);	18— вентилятор ДВ-3;

19 — светофильтр; 20— электродинамический громкоговоритель 1ГД-18: 21 — пульт управления
ЛЦ-21 (из комплекта РОЗ-1); 22 — пульт управления (нз комплекта 1РСБ-70); 23 — панель АЗС
правая; 24 — лампа СЛМ-61 (желтая) «Кислород» лоцмана сигнализации о падении давления в
кабине; 25 — запорный вентиль КВ-5 кислородного прибора лоцмана (нз комплекта КП-24М);
26 — индикатор кислородного потока ИП лоцмана (из комплекта КП-24М); 27— пульт управления
(из комплекта УС-8); 28 — электронный блок ЛЦ-28А (из комплекта РОЗ-1); 29 — абонентский ап-
парат (из комплекта СПУ-7); 30— тангеита ручная лоцмана; 31 — усилитель У-11 (из комплекта
КС-8); 32 — блок питания и распределительная коробка ЛЦ-15 (из комплекта РОЗ-1); 33—блок
реле БР-1 (из комплекта КС-8); 34— гидроагрегат ГА-1М запасной (из комплекта КС-8); 35— уси-
литель УВИД (нз комплекта СО); 36 — кислородный прибор поцмана КП-24М; 37 — влагопо-
глотитель; 38— согласующее устройство глиссадной системы КУРС-МП-1; 39 — кислородный при-
бор КП-24М; 40 — запорный вентиль КВ-5 кислородного прибора КП-24М штурмана; 41—инднка
тор ЛЦ-6 (из комплекта РОЗ-1); 42—антенна глиссадная системы КУРС .МП-1; 43 — компас маг-
нитный КИ-13; 44— коррекционный механизм КМ-4 (из комплекта КС); 45— пульт управления
<нз комплекта АРК-11 № 1); 46 — абонентский аппарат штурмана (из комплекта СПУ-7Б); 47 — щи-
ток управления (из комплекта РСБН-2С); 48 — тангеита штурмана ножная; 4° — блок управления
-СРП (нз комплекта РСБН-2С); 50 — ключ телеграфный (из комплекта 1РСБ-70): 51 — датчик воз-
душной скорости ДВС (из комплекта НАС-1А6К); 52 — блок КУР (из комплекта КУРС-МП-1); 53 —
усилитель (из комплекта СПУ-7);; 54 — автомат обогрева стекол АОС-81; 55 — блок коммутации
БК-10 (из комплекта НАС-1А6К)

лонжеронам болтами через штампованные фитинги. Шпангоут № 37 вос-
принимает нагрузки от подъемников подфюзеляжного щитка.

Шпангоуты № 47 и 48 воспринимают нагрузки от переднего узла креп-
ления гондолы двигателя (рис. 2.15). По конструкции они аналогичны.
На уровне грузового (багажного; пола установпеиа поперечная балкй
из прессованного профиля уголкового сечения, приклепанная к ободу
шпангоута с помощью фитингов и подкрепленная вертикальными стой-
ками таврового сечения. Передние узлы крепления гондол двигателей
Рис. 2.12. Зона герметизации фюзеляжа:

1 — фонарь штурмана; 2 — остекление фонаря пилотов, 3 — служебная дверь; 4 — входная дверь;
5 — обшивка фюзеляжа; 6— крышки аварийных люков; 7 — остекление пассажирской кабины; 8-
дверь заднего грузового (багажного) отсека; 9—днище шпангоута Ne 55; 10 — люк второго (задне-
го) техогсека; 11 — нижняя часть шпангоута N» 34; 12—верхняя обшивка центроплана; 13 — ниж-
няя часть шпангоута № 28; 14 — люк первого (переднего) техотсека; 15 — ннжияя часть шпангоута
№ 15; 16 — пол прохода в буфете; 17 — пол в вестибюле и проходе кабины пилотов

расположены между этими шпангоутами по левому и правому борту фю-
зеляжа. Для крепления этого узла между шпангоутами устанавливают-
ся две штампованные балки / из материала АК-8 швеллерного сечения.

Шпангоут № 51 (рис. 2.16) воспринимает нагрузки от заднего узла
крепления гондол двигателей. Он состоит из верхней и нижней частей.
Каждая часть образована двумя мощными прессованными профилями
уголкового сечения переменной толщины и дюралевой стенкой. Обе час-
ти шпангоута стыкуются между стрингерами № 8 и 16 штампованными
узлами из материала АК-8 крепления гондол двигателей.

3 3 5 6 7 S 9 10 11 12 13 13 15 16 17 18 13 20 21 22 23 23 25 26 27 28 23 ЗС 31 32

Рис. 2.13. Схема силового набора, раскроя
а — по шпангоут № 32;
/ — вырез под нишу радиолокатора; 2— люк фары; 3—монтажный люк; 4 — вырез под отсекчпе
8— окно кухни-буфета; 9, 14 — люки блока рамочных айтени; 10—входная дверь; 12 — окна пас
люки с окнами; 17 — задний (второй) технический люк; 18 люк санузла; 19 — водоза правочный
23 — вырез для сброса воздуха нз гермокабины; 24 — монтажный люк; 25 — вы
для входа воздуха в воздухе-воздушный радиатор; 28 — люк штуцера наземного кондиционировв
из турбохолпдильннка; 31 — вырез под карданный вал руля направления; 32 — вырез под тягу
Шпангоут № 55 (рис. 2.17) воспринимает нагрузку от вертикального
оперения и от избыточного давления в пассажирской кабине. Он предс-
тавляет собой герметическое наклонное днище с наружным ободом из
прессованного профиля уголкового сечения, прилегающего к обшивке.
Обод состоит из двух частей, стыкующихся вверху и внизу с помощью
накладок.

Обшивка днища подкреплена набором поперечных прессован-
ных профилей, поперечной балкой и двумя мощными продольными про-
филями двутаврового сечения.

На продольных профилях установлены узлы крепления киля, изго-
товленные из стали ЗОХГСА. Шпангоут № 55А (рис. 2.18) хвостовой
части фюзеляжа представляет собой ответную часть шпангоута № 55
и выполнен в виде стыкового угольника по контуру фюзеляжа.

Шпангоут № 60 воспринимает нагрузки от вертикального оперения.
Он состоит из дюралюминиевой стенки и наружного обода из прессован-
ного профиля. Стенка подкреплена набором профилей и двух продоль-
ных балок двутаврового сечения. На балках в верхней части устанавли-
ваются узлы крепления киля по заднему лонжерону, в нижней — боко-
вые узлы качалок управления. Для крепления среднего кронштейна сис-
темы управления поставлен мощный прессованный профиль швеллерно-
го сечения, являющийся поперечной балкой. Обод шпангоута образован
двумя частями профилей и состыкован с помощью накладок. В нижней
части шпангоута установлены вертикальные стойки и штампованный
кронштейн из материала АК-6 под хвостовую опору с отверстиями для
прохода тяг системы управления. С правой стороны выполнено отвер-

обшивки, вырезов и люков фюзеляжа:

б — от шпангоута № 32 до шпангоута № 64;

редней ноги; 5 — служебная дверь; 6 — фонарь пилотов; 7, 11— люки для проблескового маяка;
сажирской кабины; 13 — передний технический люк; 15— вырез для центроплана; 16 — аварийные
люк; 20 —окна туалета; 21— окна заднего грузового отсека; 22— люк заднего грузового отсека;
резы для сброса воздуха из гермокабины; 26 — люк контейнера тормозного парашюта; 27— люк
ния; 29—люк выхода воздуха нз воздухо-воздушного радиатора; 30 — вырез для сброса воздуха
руля высоты
Рис. 2.14. Шпангоут № 34:

/ — внутренний пояс; 2 — уголок; 3 — стенка; 4 — наружный пояс; 5 — косынки

стие для тросов управления и электропроводки. На шпангоуте № 60
устанавливается насосная станция НС-45, которая создает давление
в дублирующей системе управления гидроусилителя ГУ-108Д руля на-
правления.

Шпангоут № 62 по внешнему контуру выполнен в виде круга.
В верхней и нижней частях сечение шпангоута расширено. Верхняя
расширенная часть усилена стойками таврового сечения для крепления
верхней балки, подкрепляющей заднюю подкилевую балку. К нижней
части крепится балка под замок тормозного парашюта и кронштейны
крепления воздушного цилиндра системы открытия створок контейнера
парашюта.

Шпангоут № 64 является последним, концевым шпангоутом, на ко-
тором заканчивается стрингерный набор. Он также состоит из обода
швеллерного сечения, но с удлиненной верхней полкой, предназначен-
ной для крепления к ней обшивки и обтекателя. В нижней части сечение
Рис. 2.15. Передний узел крепления мото-
гондолы.

/ — штампованные балки; 2 — шпангоут № 47;

3 — болты крепления кронштейна; 4 — шпангоут
№ 43; 5 —- болты крепления балки; 6 — кронштейн
навески двигателя

шпангоута расширено для уста-
новки узлов навески тормозного
парашюта.

Все силовые шпангоуты вос-
принимают нагрузку от избыточ-
ного давления в герметической
кабине.

Продольный набор фюзеляжа
образуют стрингеры, равномерно
расположенные по контуру шпан-
гоутов. Элементы продольного
набора вместе с обшивкой вос-
принимают усилия от изгибающе-
го момента, работая при этом на
растяжение или на сжатие.
Стрингеры также воспринимают
усилия от воздушных нагрузок,
которые передаются на них
обшивкой. При работе обшивки
на сжатие они являются под-
крепляющими элементами. От-
счет и нумерация стрингеров (см.
рис. 2.13) производятся свер-
ху вниз, вправо и влево
ог нулевого (верхнего) стрин-
гера.

Стрингерный набор состоит нз прессованных профилей и уголкового
таврового (на продольных стыках) сечения. Размеры сечений профилей
могут изменяться в зависимости от характера и величин действующих
нагрузок. Так, например, в проемы люков, дверей, окон устанавливают
усиленные стрингеры, которые компенсируют в этих местах имеющееся
ослабление конструкции фюзеляжа. В зависимости от рода нагрузок
стрингеры изготавливают из различного материала. Этим и определяет-
ся место их установки. Стрингеры самолета Ту-134 в верхней части фю-
зеляжа изготовлены из материала Д16Т, который более устойчив к
растягивающим усилиям, а в нижней части — из материала В-95Т-1,
который устойчив к сжимающим усилиям. Между собой стрингеры со-
стыкованы накладками из таких же профилей, а в некоторых случаях—
внахлестку. По технологическим разъемам стрингеры состыкованы с
помощью фитингов. По шпангоуту № 8, вырезам под двери, люки, ок-
на п центроплан стрингеры прерываются. Вырез по центроплану ком-
пенсирован двумя лонжеронами центроплана и залонжеронными балка-
ми нижней части фюзеляжа. В остальных случаях ослабление фюзеля-
жа восстанавливается дополнительным усилением в виде штампован-
ных окантовок и накладок определенного профиля. К шпангоутам
стрингеры крепятся с помощью косынок, уголков и фитингов. Общее
количество стрингеров, размещенных по фюзеляжу, — 63.

Обшивка фюзеляжа является его основным силовым элементом.
Кроме того, она придает фюзеляжу обтекаемую форму. Совместно со
стрингерами она воспринимает усилия от изгибающего момента и без
участия последних полностью воспринимает нагрузки от поперечной си-
лы, крутящего момента и избыточного давления в герметической каби-
не. В полете обшивка воспринимает нагрузки от воздушных сил и пе-
редает их на стрингеры и шпангоуты. С учетом величин и характера
перечисленных нагрузок подбирается толщина обшивки фюзеляжа, ко-
торая колеблется от 0,8 до 4 мм. Так, в наиболее нагруженных местах
(между стрингерами № 14 и 26, в зоне центроплана) поставлены хими-
чески фрезерованные листы переменной толщины от 4 до 1,3 мм. Более
2*	35
тонкая обшивка ставится в зоне носовой и хвостовой частей фюзеляжа,
а толстая — в зоне центроплана. Раскрой обшивки и ее толщина пока-
заны на рис. 2. 13.

Для уменьшения лобового сопротивления обшивка со стрингерами
и шпангоутами склепана заклепками с потайными головками. Только
в зонах, закрытых стекателями, и в особо нагруженном районе от
шпангоута № 50 до № 61 клепка выполнена заклепками с полукруглыми
головками (типа ЗВ).

Продольные стыки листов по стрингерам № 0, 8, 14 и 26 выполнены
внахлестку, поперечные — с применением стыковочных конусных лент.
Герметизация обшивки в зоне герметической кабины (рис. 2.19) дости-
гается прокладкой между обшивкой и элементами каркаса уплотни-
тельной ленты У-20А. В местах стыковки обшивок и в сложных конст-
руктивных узлах производится дополнительная поверхностная промаз-
ка герметиком У-ЗОМЭС.

В нижних точках обшивки фюзеляжа выполнены отверстия для от-
вода влаги, которая может там скопляться.

Внутренний каркас фюзеляжа служит основанием для восприятия
усилий, создаваемых от сосредоточенных нагрузок внутри фюзеляжа
(оборудование, пассажиры и др.). В носовой части фюзеляжа для раз-
мещения оборудования, экипажа и багажа установлена надстройка
пола с двумя продольными усиленными балками. По всей длине фю-
зеляжа для настила пола служебных помещений и пассажирской каби-
ны установлены поперечные балки каркаса пола. Балки изготовлены
из прессованных профилей двутаврового сечения. Оба конца каждой
36
нп

Рис. 2.17. Шпангоут № 55:

/— фитинги; 2—процельные профили; 3 — поперечная балка: 4— обшивка днища шпангоута;
5—кронштейны; 6—накладка; 7— узлы навески киля; 8 — отверстие для короба вентиляции;
9 — кронштейн; 10— крепежные болты; // — отверстие для трубопровода системы наддува от дви-
гателя; /2 — отверстие для патрубка выпускного (2176Г) и предохранительного (1691В) клапанов;

13—гермовывод для тяг управления самолетом

Рис. 2.18. Хвостовая часть фюзеляжа:

/ — входной люк третьего технического отсека; 2— шпангоут № 55А; 3 — стрингер; 4— шпангоут
№ 56; 5— шпангоут № 57А; 6— шпангоут № 57; 7— шпангоут № 58; 8 — задние подкилевые балки;
9 — шпангоут № 59; 10— шпангоут № 60; // — балкн для крепления агрегатов управления; 12—аг-
регаты управления тормозным парашютом: 13 — шпангоут № 61; 14 — шпангоут № 62; 15—шпангоут
№ 63; 16—шпангоут № 64; 17—хвостовой кок; 18 — створки контейнера парашюта; 19— контей-
нер парашюта; 20— замок сброса парашюта; 21—балки крепления замка сброса парашюта;

22 — постамент рулевых машинок; 23—надстройка пола технического отсека
Рис. 2.20. Задняя
подкилевая балка:

I — стойка; 2 — стенка; 3 ~
профили балки; 4 — диа-
фрагма; 5—кронштейны кре-
пления киля на шпангоуте
№ 60

3

Рис. 2.21. Фонарь
штурмана:

1 — органические формиро-
ванные стекла; 2—литая ра
ма; 3 — триплексное обо-
гревное стекло UJO-I5 (из
комплекта ТСБП-45): 4 — гер-
метик УТ-32; 5 — дюралк-
мнннеяая накладка; 6 —
шпангоут № 2
балки соединены заклепками со шпангоутом на всем протяжении фюзе-
ляжа. Сверху балок вдоль бортов фюзеляжа установлены четыре рель-
са крепления кресел. Между шпангоутами № 28 и 34 каркас пола ук-
реплен на верхней панели центроплана.

В негерметической хвостовой части фюзеляжа также установлен
каркас из набора прессованных профилей, на котором размещено вы-
сотное, электрическое и гидравлическое оборудование.

Для распределения по фюзеляжу продольных нагрузок от хвосто-
вого оперения в верхней части хвостового отсека между шпангоутами
№ 58 и 60 установлена задняя подкилевая балка (рис. 2.20), состоя-
щая из двух отдельных небольших балок. Посредством накладок и
болтов балки соединены с узлами навески киля.

Рис. 2.22. Фонарь пилотов:

/— триплексное обогревное стекло ПО-24 (из комплекта ТСБП-45); 2—верхние ор-
ганические стекла; 3 — форточка; 4 — рама фонаря; 5 — передние органические стек-
ла; 6— герметик УТ-32; 7 — прижимные стальные ленты; 8— пегли прижимных
лент со штырями и гайками
Рис. 2.24. Окна пассажир-
ской кабины (продольное
сечение):

/ — чаша выреза; 2— прижимное кольцо;
- промежуточное кольцо; 4 — наружное
кло; 5 — внутреннее стекло; б— штампо-
ванная окашовка, 7 — герметик УТ-32

Рис. 2.23. Форточка пилотов:

1— рама форточки; 2— подфонарный лонжерон; 3 —
рукоятка открытия и закрытия; 4 — шпангоут № 8:
5 — нижний рельс механизма открытия и закрытия;

6 — верхний рельс механизма; 7 — внутреннее тонкое
органическое стекло; 8 — прокладка из органического
стекла; 9 — резиновая прокладка; 10 — резиновый
профиль; 11—прижимная рамка; 12—герметик
УТ-32; 13— внешнее голе гое органическое стекло

Рис. 2.25. Герметизация
проемов дверей и люков:
/—дверь (крышка люка):

2 — ре 1Н1ЮВЫЙ уплотнитель
ный профиль; 3—обшивка:

4 — окантовка проема

Фюзеляж заканчивается хвостовым обтекателем, который изготов-
лен из материала Д16А-МО-Л0.8. Обтекатель имеет каркас из двух
ободков и двух горизонтальных профилей. Обшивка изготовлена из двух
половин, соединенных между собой профилем по осп симметрии.

Полы кабин выполнены из отдельных деревянных панелей, которые
опираются на каркас пола, образованный балками шпангоутов (в по-
перечном направлении) и рельсами крепления кресел (в продольном).
Для амортизации пола на каждой балке шпангоутов наклеены резино-
вые ленты толщиной 1,5 лш. Крепятся панели к каркасу с помощью
болтов и анкерных гаек. Панели пола изготовлены из двух фанерных
листов толщиной 1,2—3,0 мм, между которыми заложен наполнитель
из пенопласта ПХВ-1, армированный фанерными ребрами. Обрезы па-
нели окантованы деревянными рейками. Общая толщина панели —
15 мм. Продольные рельсы имеют выфрезерованные гнезда, в которые
вставляются выступы кресел с фиксатором-замком.

Полы переднего грузового (багажного) отсека изготовлены нз дю-
ралюминиевых листов, а заднего — из прессованной фанеры, обшитой
дюралюминиевым листом. Сверху листа установлены металлические
рейки, предохраняющие пол от повреждения.

Фонари кабины экипажа и окна пассажирской кабины. Фонари но-
совой части фюзеляжа служат пилотам для обеспечения необходимого
обзора при взлете, в полете, при посадке и рулении.

Фонарь штурмана состоит из застекленной рамы, отлитой из маг-
ниевого сплава МЛ5-Т4, и дюралюминиевых лент, прикрепленных к лу-
чам рамы фонаря (рис. 2.21), которые по своему направлению совпа-
дают со стрингерами носовой части фюзеляжа. На рисунке в сечении
40
Вид A

Б—Б показана стыковка фонаря штурмана с носовой частью фюзеля-
жа по шпангоуту № 2. Остекление фонаря штурмана состоит из формо-
ванных органических сгекол, плоского триплексного стекла ШО-15 с
пленочным электрообогревом (из комплекта остекления ТСБП-45),
установленного в нижней части фонаря. Стекла вставляются в литую
раму снаружи и крепятся к раме прижимными лентами и болтами.

Каркас фонаря пилотов представляет собой жесткую раму, сварен-
ную из отштампованных деталей листовой стали ЗОХГСА и дюралю-
миниевой обшивки, склепанной с рамой. Вырез под фонарь в фюзеляже
окантован спереди литой балкой из сплава МЛ5-Т4. Сзади фонарь кре-
пится обшивкой и продольными балками к шпангоуту № 8. Стенки
каркаса фонаря с помощью фитингов прикрепляются к шпангоутам
и подфонарным лонжеронам. Такое усиление создает надежную конст-
рукцию фонаря, которая в настоящий момент проверена и хорошо отра-
ботана.

Остекление фонаря пилотов состоит из органических двойных и оди-
нарных стекол (рис. 2. 22), двух триплексных стекол ПО-24 с пленоч-
ным электрообогревом (из комплекта остекления ТСБП-45) и двух
форточек. Стекла вставляются изнутри и крепятся посредством при-
жимных лент.

Все остекление носовой части фюзеляжа герметизируется самовул-
канизирующимся пастообразным герметиком УТ-32.

Открывающиеся форточки позволяют пилотам общаться со своего
места с наземным персоналом, а в случае необходимости выполняют
функции аварийных люков для выхода летчиков. Как видно из
рис. 2. 23, форточка состоит нз двойного органического стекла, закреп-
ленного в жестком литом каркасе, на котором смонтирован механизм
открытия и закрытия форточки. Форточка при открытии сдвигается с
помощью рукоятки назад до упора по верхнему и нижнему направля-
ющим рельсам. При возвращении форточки в гнездо рукоятка прохо-
дит через «мертвое положение», обеспечивая тем самым надежное за-
крытие.

Передние лобовые стекла (см. рис. 2. 22) носовой части — двойные,
они обеспечивают высокую степень безопасности. Поскольку наруж-
ное стекло толще, то оно является основным, вспринимающим нагрузки
от скоростного напора и избыточного давления. Внутреннее стекло —
дублирующее. Оба стекла склеены по периметру между собой гермети-
ком УТ-32. В местах склейки проложены прокладки из органического
стекла. Внутренняя полость сообщается с кабиной экипажа через шту-
цер с влагопоглотителем (патрон с силикагелем), что предотвращает
запотевание стекол и улучшает тепловую и звуковую изоляцию. В слу-
чае разрушения наружного стекла внутреннее обеспечивает достаточ-
ную прочность остекления и выдерживает избыточное давление в ка-
бине. Остекление средней части фюзеляжа создает нормальные условия
для пребывания пассажиров в самолете, обеспечивая обзор и доступ
света в салоны. Остекление состоит из 26 окон диаметром 400 мм в
свету и осуществлено с помощью двойных стекол с воздушной прослой-
кой (полостью), которая сообщается с кабиной через влагопоглоти-
тель. Установка круглых стекол вызвана необходимостью уменьшения
концентрации напряжений, возникающих в вырезах под эти окна.

Наружное и внутреннее стекла окна (рис. 2. 24) выполнены из орга-
нического материала толщиной соответственно 16 и 5 мм. Между собой
они соединены посредством штампованного промежуточного кольца из
материала Д16А-Т, установленного на герметике УТ-32. Все вырезы под
окна имеют двойное усиление — штампованные окантовку и чашу, чем
обеспечивается высокая надежность пассажирской кабины.

Окна установлены также в пассажирской и служебных дверях, в
четырех аварийных люках над крылом (по два на борт), по одному в
туалетных комнатах (сверху) и в заднем грузовом (багажном) отсеке.

Двери и люки фюзеляжа. На самолете по левому борту расположе-
на входная дверь в пассажирскую кабину н два аварийных выхода, по
правому — служебная дверь, два аварийных выхода, багажная дверь
заднего грузового отсека. Снизу фюзеляжа размещено по одному вхо-
ду в первый и второй технические отсеки. Все двери и люки открывают-
ся внутрь фюзеляжа, обеспечивая надежную герметизацию кабины пу-
тем прижатия дверей и крышек люков к проемам каркаса избыточным
давлением. В закрытом положении двери и крышки люков запираются
замками. Все замки открываются как изнутри, так и снаружи при по-
мощи ручек, которые снаружи утапливаются в специальные гнезда.
Замки входных дверей снаружи запираются ключами, а изнутри — за-
42
Рис 2.28. Створки отсека передней ноги:

4 — кронштейны подвески передней створки; 2— кронштейн рычага открытия и закрытия
створки; 3—кронштейны подвески задней створки; 4— внутренняя обшивка; 5 — задние
-створки; 6 —передние створки; 7 — узел соединения створки с тягой механизма управления
створкой

Рис. 2.29 Посадочный щиток:

/ — узел крепления польем инка; 2 — кронштейн подвески щитка; 3 — подъемник; 4 — посадоч-
ный щиток; 5 — лонжерон; 6, /2 — нервюры; 7 — втулка-эксцентрик; 8 — болт; 9— эксцентрик;

10 — кольцо; 11 — втулка

щелкой. Наружные ручки этих замков в утопленном состоянии удержи-
ваются шариковыми замками. Замки аварийных выходов имеют на
внутренней части крышек стопоры-замки для запирания их изнутри ка-
бины. Перед вылетом стопор устанавливается в положение «Открыто»,
чем обеспечивается возможность выхода из кабины в случаях аварий-
ной посадки.

Герметизация и звукоизоляция входных дверей, крышек люков и ба-
гажных люков достигается установкой в два ряда пустотелых резино-
вых профилей (рис. 2. 25).

В отличие от входной двери и крышек люков служебная дверь
(рис. 2. 26) при открытии откатывается вперед по полету в специаль-
ную нишу, а дверь заднего грузоотсека — вверх. Служебная дверь и
дверь заднего багажника откатываются при помощи кареток.

Для уравновешивания веса багажной двери предусмотрен механизм
(рис. 2. 27) с воздушным цилиндром (давление в цилиндре 90 кГ1см-).
Рис. 2.30. Форкпль:

1 — передняя подкилевая балка; 2— стыковая лента; 3—монтажный люк; 4— гидробак основной
системы; 5—мембрана; 6 — окна для фары освещения стабилизатора; 7 — люк для регулировки
фары

Рис. 2.31. Контейнер парашюта:

а— установка контейнера, б — контейнер; в — замок сброса парашюта; г — замок створок кон-
тейнера;

1— переходное звено подвески парашюта (карабин); 2— скоба: 3—намок парашюта; 4—воз-
душный цилиндр; 5 — кронштейн для установки цилиндра; 6 -- кронштейн: 7 — шпангоут № 64:
S—пружина замка; 9 — замок; 10 -- крюк кронштейна; 11— контейнер парашюта; 12 —створки;

13—ухо навески; 14—собачка; 15 — рычаг; 16—тяга; 17 — пружина; 18— крюк

При перемещении багажной двери вверх давление воздуха в цилиндре
способствует вращению барабана механизма, который, наматывая трос,
закрепленный другим концом за кронштейн багажной двери, облегчает
ее подъем. В открытом положении багажная дверь фиксируется стопо-
ром, который управляется при закрытии двери ручкой с тросом дви-
жением на себя или пластиной «Нажми». Запирается багажная дверь
только изнутри с помощью защелки.
Об открытом положении дверей и люков сигнализируют лампы с
красными светофильтрами «Двери и люки открыты», >;3ащелки закры-
ты», установленные на верхнем электрощптке пилотов. Электрические
цепи сигнальных ламп замыкаются концевыми выключателями. При
закрытии замков цепи размыкаются.

Обтекатель антенны локатора, сгворки передней ноги. Ниша, рас-
положенная между шпангоутами № 4 и 7 регерметичной части фюзе-
ляжа, служит для размещения антенны радиолокатора РОЗ-1 и закры-
вается диэлектрическим ибгека1елем. Он изготовлен из радиопрозрач-
ного материала, пропускающего элемромагиитные волны, излучаемые
антенной. Обтекатель состоит из наружной и внутренней стеклотексто-
литовых обшивок с сотовым наполнителем между ними. Обтекатель
крепится болтами за металлическую окантовку, которой он обрамлен.

Створки передней ноги шасси (рис. 2. 28) служат для закрытия от-
сека шасси в процессе, полета. Передняя пара створок на земле нахо-
дится в открытом положении, задняя — в закрытом. Передние створки
имеют два кронштейна подвески к фюзеляжу и рычаг открытия и за-
крытия створок, который при уборке непосредственно связан со стойкой
передней ноги. Управление створками осуществляется посредством ме-
ханизма уборки и выпуска створок, а также их гидроцилиндра.

Задняя стенка отсека шасси выполнена в виде крышки, закрываю-
щей доступ к нише, в которой установлено гидрооборудование- Снизу
в отсек возможен доступ через нижний люк, закрытый усиленной крыш-
кой. Крышка укреплена четырьмя шпильками со стопором.

Посадочный щиток, зализы фюзеляжа, форкиль и контейнер тор-
мозного парашюта. Посадочный (тормозной) щиток предназначен от-
клонением на угол бщ=40° увеличивать крутизну планирования само-
лета и уменьшать его предпосадочную скорость на глиссаде планиро-
вания. Он расположен под фюзеляжем между шпангоутами № 34 и 39
по оси самолета. Щиток (рис. 2. 29) подвешивается на двух кронш-
тейнах, стоящих на заднем лонжероне центроплана, и управляется дву-
мя подъемниками с приводом от электромеханизма МПЗ-18. Подъемни-
ки крепятся к кронштейнам, установленным на шпангоуте № 37, и
к щитку — двумя узлами с втулками-эксцентриками. Перестановкой
втулок-эксцентриков, которые имеют эвольвентные шлицы, добиваются
вписываемостп задней кромки щитка в контур его заднего обтекателя.
Щиток состоит из набора диафрагм, закрытого обшивкой. Кроме задне-
го обтекателя, впереди щитка размещен передний. Обтекатели представ-
тяют собою надстройки на фюзеляже с плавным внешним контуром.
В переднем обтекателе размещены люки для подхода к сливным кранам
к крану кольцевания топливной системы.

Зализ крыла с фюзеляжем предназначен для образования плавных
переходов по стыку крыла с фюзеляжем, что очень важно для улучше-
ния аэродинамических качеств самолета в целом. Зализ делится на но-
совой, средний и хвостовой. Носовой зализ —- несъемный, подкреплен
мембранами, в нижней части имеет люк, предназначенный для подхода
к узлам управления элеронами. Средний зализ состоит из съемной
и несъемной частей. Съемная часть обеспечивает подход к болтам сты-
ка средней части крыла с центропланом. Хвостовой зализ — несъем-
ный. В нижней части зализа выполнены люки, закрываемые крышками,
для доступа к магистралям гидравлической, воздушной и топливной
систем.	'

Форкиль (рис 2.30) образует плавный переход от носка киля к фюзе-
ляжу. Он состоит из мембран, стрингеров, обшивки и крепится к фю-
зеляжу болтами по нижнему контуру обшивки. В форкиле разме-
щены гидробак, трубопровод обогрева носка киля и фары освещения
стабилизатора. В форкиле выполнено девять люков для монтажа гид
Панель АЗС лебая
+УУА(/Л7,:

Шина питания\
шп икхумуля-^ъ г.

тора К JA

Рис. 2.32. Принципиальная схема уп-
равления тормозным парашютом:

/ — лампы СЛМ-61 (зеленые) сигнализа-
ции выпуска тормозного парашюта; 2 —
кнопки 5КС выпуска тормозного парашю-
та; 3 — кнопки 5КС сброса тормозного
парашюта; 4 — реле ТКЕ-52ПД управления
тормозным парашютом; 5 — концевой вы-
ключатель ДП-702 блокировки сброса
тормозного парашюта; 6 — электропнев-
моклапан ЭК-69 выпуска тормозного па-
рашюта; 7 — электропневмоклапан ЭК-69
сброса тормозного парашюта

робака, заливки его гидросмесью и контроля ее уровня, а также для
монтажа трубопроводов и приборов освещения. Передняя часть форкиля
выполнена съемной, чем обеспечивается подход к стыку мембран
форкиля с угольниками шпангоутов № 48 и 49. Стык форкиля с лобо-
виком киля закрывается съемной лентой.

Контейнер парашюта (рис. 2. 31) расположен снизу фюзеляжа по
оси самолета между шпангоутами № 62 и 64 Он предназначен для
размещения тормозного парашюта, используемого для торможения
при плохом состоянии ВПП, а также при экстренном торможении.
Контейнер выполнен в виде короба, закрытого снизу створками, удер-
живаемых с помощью механического замка. Контейнер крепится к фю-
зеляжу в четырех точках: в задней части подвешивается при помощи
крюков, в передней — быстросъемными шпильками. Для укладки па-
рашюта в контейнер последний снимается с самолета.

Выпуск парашюта производится открытием створок при помощи
пневмопривода (воздушных цилиндров со штоками), которые воздей-
ствуют на их замок.

Сброс парашюта выполняется открытием замка парашюта при по-
мощи второго аналогичного пневмопривода.

Выпуск и сброс парашюта производятся нажатием соответствую-
щих кнопок в кабине пилотов (рис. 2. 32). Сброс парашюта сигнализи-
руется при замыкании концевым выключателем ДП-702 цепи сигналь-
ных ламп СЛМ-61 с зеленым светофильтром, установленных на при-
борных досках левого и правого пилотов. При нажатии кнопок выпуска
и сброса замыкаются цепи питания соответствующих электропневмо-
клапанов ЭК-69, которые управляют воздушными цилиндрами. В слу-
чае самопроизвольного выпуска парашюта предусмотрен его нормаль-
ный автоматический сброс посредством замыкания цепи сброса конце-
вым выключателем ДП-702 при открытии створок. Система выпуска
и сброса тормозного парашюта самолета Ту-134 отличается от анало-
гичных систем самолетов Ту-104 и Ту-124 отсутствием пиропатронов.
Применение пневмоприводов и изменение конструкции замков повыси-
ло эксплуатационную надежность работы системы.
КРЫЛО

Основное назначение крыла — создавать подъемную силу в полете.
Оно также обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость са-
молета; на крыле подвешены элероны, органы механизации, главные
ноги шасси, а его внутренний объем является емкостью для топлива.

Крыло (рис. 2.33) самолета Ту-134 — свободнонесущее, кессонной
конструкции со стреловидностью 35° по линии l/t хорды и чистой аэро-
динамической поверхностью. Кессонное крыло в отличие от других кон-
структивных схем (лонжеронные, моноблочные) обеспечивает эффек-
тивное использование обшивки со стрингерным набором в работе кры-
ла на изгиб. Элементы конструкции крыла, воспринимающие нормаль-
ные напряжения на изгиб, расположены на значительной части контура
профиля и на большом удалении от нейтральной оси, поэтому материал
используется наиболее рационально и вес крыла удается уменьшить.
В стреловидном крыле происходит перераспределение нагрузок путем
увеличения нагрузки на задние элементы (стрингеры, обшивку, задний
лонжерон) и уменьшения ее на передние. Это связано с различной дли-
ной задних и передних силовых элементов. Усилия в верхней и ниж-
ней панелях от изгибающего момента в плоскости излома рас-
кладываются на составляющие, которые направлены вдоль про-
дольных элементов и обшивки внутри фюзеляжа и в плоскости бортовой
нервюры. Это и обусловливает установку мощной бортовой нервюры,
которая нагружается распределенными силами от излома стрингеров
в плане. Передача поперечных сил происходит по переднему и заднему
лонжеронам на борт фюзеляжа в месте их излома. Передача крутящего
момента происходит через разъемную нервюру по борту фюзеляжа, и
передний лонжерон.

Для улучшения продольной устойчивости крыло имеет аэродинами-
ческую и геометрическую крутку. Аэродинамическая крутка крыла за-
ключается в том, что сечение крыла постепенно закручено относитель-
но корневого с угла установки +1° до —1°55' в конце крыла. В этом
случае изменяется распределение подъемной силы по размаху в сторону

20	16

Рис. 2.33. Схема крыла:

I— центроплан; II— средняя часть крыла (СЧК); III — отъемная часть крыла (ОЧК);
/, 3 — соединительные ленты носков; 2—-съемные носки; 4— аэродинамические ребра; 5 — кон-
цевой обтекатель; 6 — хвостовая часть крыла; 7 — внешний отсек элерона; 8 — флетнер элерона;
9 — внутренний отсек элерона; 10 — трнммер-флетнер; И— внешний закрылок; 12 — интерцептор;
13—гондола ноги шасси; 14— внутренний закрылок; 15, 16 — шторки; 17— передний лонжерон
центроплана; 13 — верхняя панель центроплана; 19— задний лонжерон центроплана; 20—нижняя
панель центроплана


Рис. 2.34. Центроплан:

/ — передний лонжерон; 2— верхняя панель; 3 — задний лонжерон; 4— осевая нервюра; 5—про
межуточная нервюра; 6 — разъемная нервюра; 7 — съемная нижняя панель; 8 — гермоканалы

большого нагружения корневой части крыла и разгрузки концевой
части. Поэтому несущ У концевых профилей остается постоянным
и крыло в полете может достигать больших углов атаки, прежде чем
на концах крыла начнется срыв потока.

Геометрическая крутка заключается в наборе крыла из неоднотип-
ных профилей: менее несущих в корне крыла и более несущих в конце.
Установкой на конце крыла более несущих профилей (с большей вы-
пуклостью средней линии и с более сдвинутой назад максимальной
толщиной) достигнуто увеличение их су несущ, а следовательно, и уве-
личение угла атаки крыла, при котором Умести становится равным
си несущ, т. е. увеличиваются углы атаки крыла, при которых появляет-
ся срыв потока на его концах.

Крыло на верхней поверхности имеет четыре аэродинамические
перегородки (по две на полукрыло), что улучшает характеристики про-
дольной устойчивости самолета. Они делят крыло на отдельные участ-
ки п в полете создают сходящие с крыла вихри, с которыми стекает
пограничный слой, перемещающийся на данном участке вдоль размаха
крыла. Вместе с тем перегородки устраняют накопление больших
масс пограничного слоя на концевых участках крыла и улучшают рас-
пределение подъемной силы по его размаху, вследствие чего зона сры-
ва смещается на среднюю и даже корневую часть.

Поперечное V установки крыла, способствующее путевой и попереч-
ной устойчивости и управляемости самолета, составляет: до нервюры
№15 — минус 1°30', а далее — минус 0°33'.

Для удобства сборки крыло разделено на пять технологических
частей: центроплан, две средние части крыла (СЧК) и две отъемные
части крыла (ОЧК).

Центроплан (рис. 2.34) представляет собой двухлонжеронный кес-
сон с работающей обшивкой, подкрепленной стрингерами. Он состоит
из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей (про-
дольный набор), осевой, двух промежуточных и двух разъемных нер-
вюр (поперечный набор). Нервюры делят центроплан на четыре отсека.
48
Узел А

Узел 6

Рис. 2.35. Соединение центроплана с фюзеляжем и средней частью крыла:

1 — стыковая стойка; 2—фитинги переднего лонжерона крыла; 3, 10—фитинги; 4— передний
лонжерон центроплана; 5—уголковый профиль; б —шпангоут № 28; 7—верхняя панель центре
плана; 8 —уголковый профиль стыковки центроплана с фюзеляжем; 9— шпангоут № 34; 11—
профиль разъема верхней панели центроплана; 12— профиль разъема верхней панели крыла;

13 — задний лонжерон крыла, 14 — обшивка фюзеляжа; /5—передний лонжерон крыла; 16 — разъ-
емная нервюра центроплана; 17 — гайка стыкового болта, 18— стыковой болт; /9 —профиль разъ-
ема нижней панели центроплана; 20 — профиль разъема нижней панели крыча

В двух крайних проходят тяги управления самолетом, магистрали
гидрооборудования и гермоканалы, предназначенные для проводок си-
стемы управления электро- и радиооборудования. Два центральных от-
сека могут быть использованы для установки мягких топливных баков.
На участке, находящемся внутри фюзеляжа, верхняя панель и лонже-
роны центроплана выполнены герметичными, нижняя панель негерме-
тичная.

Верхняя панель состоит из трех технологических панелей, образо-
ванных обшивкой, стрингерами и профилями разъема. Обшивка панели
выполнена из листового материала В95 методом химического фрезе-
рования. Профили разъема изготовлены из материала Д16Т п имеют
колодцы с горизонтально расположенными отверстиями для установ-
ки стыковочных болтов, к профилям разъема крепятся обшивка, разъ-
емные нервюры и стрингеры. Стрингеры участвуют в работе крыла на
изгиб, подкрепляют обшивку при ее работе на сжатие и поддерживают
нервюры, препятствуя их изгибу в поперечном направлении.

Нижняя панель центроплана по конструкции аналогична верхней
панели, но имеет люк доступа в отсеки центроплана, который закры-
вается съемной панелью.
5

Рис. 2.36. Средняя часть крыла:

/, 4— носки крыла; 2—перекрывиая лента; 3, 5—съемные панели; 6 — а эрод инам ичес кис-
ребра; 7 — интерцептор; 8 — шторка внешнего закрылка; 9 — внешний закрылок; 10 — внут-
ренний закрылок; 11— шторка внутреннего закрылка; 12— хвостовая часть крыла; 13—
узел навески шасси; 14 — верхняя панель

Рис. 2.37. Отъемная часть крыла:

1— носок; 2—верхняя съемная панель; 3— концевой обтекатель; 4 — внешняя секции
элерона; 5 — флегнер элерона; 6 — внутренняя секция элерона; 7 — триммер-флетиер; 3 —
верхняя несъемная панель; 9 — хвостовая часть

Лонжероны (передний и задний) — балочного типа, однотипны по
конструкции, состоят из верхних и нижних поясов и стенок, подкреп-
ленных стойками. Пояса лонжеронов воспринимают изгибные нагрузки.
Они изготовлены из материала Д16Т. Стенки соединены с поясами лон-
жеронов и участвуют в работе крыла на кручение, воспринимают уси-
лия на изгиб. Стойки служат для покрепления стенок и крепления
нервюр.

Разъемные нервюры замыкают центропчан по размаху. Опп изго-
товлены из стенок переменной толщины, подкрепленных стойками.
Толщина стенки увеличивается к заднему лонжерону, поэтому конст-
рукция нервюры равнопрочна. В стенке имеются вырезы под трубы
топливной системы. Разъемные нервюры нагружены средними и отъ-
емными частями крыла и перераспределяют усилия от нагрузок на кры-
ло на элементы центроплана.
Осевая и промежуточные нервюры образуются стенками и пояса-
ми (верхними и нижними). Эти нервюры воспринимают усилия от из-
быточного давления на верхнюю панель в гермокабине.

Гермоканалы центроплана выполнены в виде труб, которые крепят-
ся к стенкам лонжеронов и промежуточным нервюрам. Для удобства
монтажных работ в каждом канале имеется шесть лючков, закрывае-
мых крышками. Гермоканалы для тросов управления аналогичны, но
не имеют лючков.

Стыки центроплана со средними частями крыла (рис. 2. 35) осуще-
ствляются по контурам разъемных нервюр и выполнены болтами из
стали 40ХНМА. Стыки закрываются зализами. Соединение центропла-
на с фюзеляжем по контуру верхней панели осуществляется уголковы-
ми профилями, по контуру нижней панели — профилями и фитингами.
Передний и задний лонжероны связаны при помощи фитингов по шпан-
гоутам № 28 и 34 фюзеляжа.

Средние и отъемные части (рис. 2.36 и 2.37) стыкуются по нер-
вюре № 15 между собой и крепятся к центроплану. По конструкции
они представляют собой силовые кессоны, образованные верхними и
нижними панелями, задними и передними лонжеронами, внутри кото-
рых помещен набор из 25 нервюр, придающих форму крылу и обеспе-
чивающих необходимую ему жесткость.

К передним лонжеронам крепятся обогревные носки, а к заднему —
•съемные и несъемные хвостовые части крыла.

К заднему лонжерону и хвостовой части крыла крепятся закрылок
(внутренний и внешний) с винтовыми подъемниками, трансмиссией и
монорельсами, подвижные шторки закрылков, интерцепторы с гидро-
подъемниками и элероны.

К средней части крыла крепится главная нога шасси с гондолой.
Для подъема самолета домкратами на переднем лонжероне снизу у нер-
вюры № 7 установлен съемный узел со сферической чашкой, закрытый
съемным обтекателем шасси.

Лонжероны крыла — балочного типа, по конструкции аналогичны
лонжеронам центроплана, имеют переменную высоту по размаху. Для
обеспечения равнопрочности конструкции стенки и пояса лонжеронов
сделаны переменного сечения. На заднем лонжероне по нервюрам
№ 10, 12, 14, 16, 18, 22 и 24 установлены кронштейны крепления: рель-
сов закрылков, подъемников внешнего закрылка, качалок системы уп-
равления интерцептором, гидроцилиндров управления интерцептором,
шторок внешнего закрылка, пружин шторок, петель навески интерцепто-
ра, главной ноги, элерона, электромеханизма триммера-флетнера, тяги
управления флетнером, качалки системы управления элероном. Все
кронштейны изготовлены из сплава АК-8. У нервюр № 15 и 19 выпол-
нены вырезы для слива избытка герметика при герметизации и уста-
новки гермокожухов для прохода тяг управления. На переднем лонже-
роне установлены кронштейны крепления оборудования топливной си-
стемы и кронштейны системы управления элеронами.

Панели крыла являются силовыми. Они образуют верхнюю и ниж-
нюю поверхности кессона, которые воспринимают крутящие и изги-
бающие моменты. Верхняя поверхность крыла образована шестью
технологическими и тремя съемными панелями. Съемные панели пред-
назначены для доступа внутрь кессона при сборке крыла. Нижняя по-
верхность кессона образована четырьмя технологическими панелями.
Панели состоят из обшивки и стрингеров. Стрингеры— двутаврового се-
чения, расположены параллельно заднему лонжерону и к концу разма-
ха их сечение уменьшается. Листы верхних панелей выполнены из ма-
териала В95А-ТНВ, устойчивого к сжимающим нагрузкам, нижних —
из Д16А-ТВ, имеющего высокий предел прочности на разрыв. Толщина
«обшивки меняется ступенчато, что достигается химическим фрезерова-
нием. Обшивка панели крепится к стрингерам заклепками, к поясам
лонжеронов — болтами с легкопрессовой посадкой и заклепками, а
к профилям разъема — только болтами.

Нервюры средней и отъемной частей крыла, за исключением гер-
метических стенок у нервюр № 1, 9 и 15, — балочной конструкции, со-
стоят нз верхних и нижних поясов и стенок, подкрепленных стойками.
Все нервюры, кроме нервюр № 1 и 25, установлены перпендикулярно
заднему' лонжерону. Нервюры № 1 и 25 расположены параллельно про-
дольной оси самолета. Силовыми являются нервюры № 1, 7, 8, 9 и 15
(ОЧК).

Нервюра № 1 воспринимает часть усилий от стыка с центропланом
и нагрузки от давления топлива в кессон-баке. На стенке нервюры вы-
полнены отверстия для прохода трубопроводов топливной системы и
технологические люки.

Нервюры № 7, 8, 9 нагружены усилиями от узлов крепления основ-
ных ног шасси и от их гондол. Задние части нервюр № 8 и 9 восприни-
мают усилия от амортизационной стойки шасси и узла подвески ноги
шасси, передняя часть нервюры № 7 воспринимает усилия от подъемни-
ка главной ноги шасси. Нервюра № 9 выполнена герметической, разде-
ляет среднюю часть крыла на два кессон-бака I и II и имеет четыре
отверстия для прохода труб топливной системы.

Нервюра № 15 (ОЧ1\) является разъемной, воспринимает часть
усилий от стыка двух частей крыла и веса топлива. На стенках
нервюры установлены фланцы для соединения трубопроводов дренаж-
ной системы и перекачки топлива, а также выполнен технологический
люк.

Таким образом, силовые нервюры воспринимают сосредоточенные
нагрузки, передаваемые на крыло от закрепленных на них главных ног
шасси и их гондол, а также нагрузки от веса топлива.

Внутренние полости СЧК и ОЧК представляют собой герметический
объем, образованный лонжеронами, гермостенками у нервюр № 1 и 25
и разделенный на три отсека (кессон-баки) герметическими стенками
у нервюр № 9 и 15. Кессон-баки герметизированы специальными само-
вулканизирующимися герметиками на основе жидких тиоколов У-ЗОМЭС
и УТ-32, что позволило заливать топливо непосредственно в кессон-ба-
ки, т. е. избавиться от необходимости устанавливать мягкие резиновые
баки. Для герметизации кессон-баков осуществлены три линии герме-
тизации: внутришовная — нанесением пастообразного герметика
У-ЗОМЭС на поверхность всех сопрягающихся деталей; внешовная —
прокладкой жгутов в углах сопрягающихся деталей и кистевая — про-
мазкой болтовых и заклепочных швов изнутри кессона герметиком
УТ-32; поверхностная, выполненная жидким герметиком УТ-32 путем
двукратного полива. Герметизация достигнута также применением двух-
рядных заклепочных швов и выноса всех монтажей за пределы кессон-
баков.

Носки средней и отъемной частей крыла съемные, состоят из трех
основных частей и трех соединительных лент, установленных по нервю-
рам № 1, 9 и 15. Носки — несиловые, служат для образования профиля
крыла. Нагрузки, возникающие на носках от аэродинамических сил,
передаются на кессон крыла. Для предотвращения льдообразования
носки обогреваются горячим воздухом, поступающим от компрессоров
двигателей. Конструктивно все носки выполнены одинаково и состоят из
обшивки, внутреннего гофра, продольной балки и поперечного набора
диафрагм. Гофр по размаху — разрезной, состоит нз двух панелей,
предназначенных для равномерного обогрева обшивки носков крыла.
IГродольной балкой носок по размаху разделен на две полости-камеры.
Горячий воздух (см. рис. 10.2) подводится в камеру А и через зазоры
гофра выходит в камеру Б, а затем через щели (жабры) концевого об-
52
текателя ОЧК — в атмосферу. Камеры герметизируются уплотнитель-
ной лентой УССЛ.

Хвостовая часть СЧК расположена за задним лонжероном и состоит
из двух частей: внутренней и внешней. Она предназначена для вырав-
нивания контура крыла в местах установки закрылков — закрывает об-
разовавшиеся сверху крыла щели. Внутренняя хвостовая часть —
несъемная, расположена между бортом фюзеляжа и гондолой шасси.
Она состоит из продольной балки, верхней и нижней обшивок, набора
поперечных диафрагм и хвостовой части за балкой. На продольной бал-
ке, установленной под прямым углом к плоскости разъема и закреплен-
ной на заднем лонжероне между нервюрами № 6 и 7, имеются кронш-
тейны для крепления пружин шторок, винтового подъемника и рельса
подвески внутреннего закрылка. На нижней обшивке хвостовой части
установлен профиль, к которому крепятся кронштейны подвески што-
рок. Внешняя хвостовая часть, которая является продолжением внут-
ренней за гондолой шасси до интерцептора, расположена между гондо-
лой и нервюрой № 15. Она состоит из верхней и нижней обшивок, двух
диафрагм и законцовочного профиля. Обшивка перед интерцептором
является продолжением технологической панели крыла.

Хвостовая часть ОЧК — несъемная, состоит из верхней и нижней
обшивок, предэлеронной зашивки, диафрагм и окантовочных профилей.
Она предназначена для размещения элементов управления элеронами
и перекрывает щели между задним лонжероном крыла и разрезным
элероном.

Таким образом, хвостовая часть крыла улучшает аэродинамические
характеристики крыла и расширяет конструктивные возможности по
компоновке и размещению отдельных элементов конструкции крыла.

Закрылок самолета — двухщелевого типа, предназначен для улуч-
шения его взлетно-посадочных характеристик. Выпуск закрылков на
взлете уменьшает длину разбега, скорость отрыва и взлетную дистан-
цию, а выпуск закрылков при посадке уменьшает посадочную скорость,
длину пробега и посадочную дистанцию. При выпуске закрылков уве-
личивается кривизна профиля крыла, что вызывает увеличение коэф-
фициентов подъемной силы су и лобового сопротивления сх крыла.

Как известно, величина подъемной силы определяется по формуле

У = су X,

где р — плотность воздуха, кГ-сек21м\

V — скорость, м/сек;

S — площадь крыла, м2.

Из этой формулы видно, что при увеличении коэффициента су для
создания необходимой подъемной силы потребуется меньшая скорость,
т. е. при отклонении закрылков будут меньше скорости отрыва и по-
садки. Увеличение коэффициента лобового сопротивления сх крайне
нежелательно на взлете (и в полете), так как это замедляет набор необ-
ходимой скорости для взлета. Поэтому при взлете закрылки от-
клоняются на значительно меньший угол, чем при посадке.

При посадке увеличение су и сх необходимо, гак как при этом мож-
но увеличить угол планирования самолета без увеличения его скорости,
а следовательно, уменьшить посадочную дистанцию. Увеличить же су
и сх можно большим отклонением закрылков на посадке.

Для получения достаточного приращения подъемной силы на взлете
при минимальном сопротивлении на самолете Ту-134 необходимо сме-
щение закрылков до 20°. При этом закрылок смещается назад на боль-
шую часть своего хода, а отклоняется на сравнительно небольшой
взлетный угол и на отрыве при угле атаки крыла а()Т1,=9° коэффициент
подъемной силы равен суотр=1, 18, а аэродинамическое качество
К =12.
6

Рис 2.38. Внутренний закрылок:

— ловители; 2— каретки; 3 — дефлектор; 4— носок; 5 — верхняя панель; 6 — нервюра; 7
тиковая опора; 8— кронштейн крепления каретки; 9 — профилированный кулачок

ро-

Рис. 2.39, Внешний закрылок:

— герхняя панель; 2— стенка крепления роликовой опоры; 3— роликовая опора; 4—нижняя
шнель, 5 — нервюра: 6 — лонжерон закрылка; 7 — диафрагма носка; 8 — носок закрылка; 9—
дефлектор; 10 — профилированный кулачок; // — диафрагма дефлектора; /2 —лонжерон дефлек
ора; /?—носок дефлектора; 14— каретки; 15— кронштейн крепления каретки; 16- вильчатый
шкворень
При посадке закрылки выдвигаются дополнительно на небольшое
расстояние, а отклоняются на угол 6Э—38°. Сравнительно низкое аэро-
динамическое качество при отклонении закрылков на угол 63 = 38° поз-
воляет иметь крутую траекторию предпосадочного планирования.

Установка двухщелевых закрылков обеспечила при значительном
изменении кривизны профиля крыла из-за отклонения закрылков его
устойчивое обтекание набегающим потоком воздуха, без значительных
срывов потока. Вторая щель закрылка образуется установкой дефлекто-
ра на носовой части закрылка. Закрылок разделен гондолой шасси на
внутренний и внешний.

Внутренний закрылок (рис. 2. 38) подвешен на двух на-
правляющих рельсах с помощью двух кареток между бортом фюзеляжа
и гондолой шасси. Конструктивно внутренние закрылки выполнены
аналогично внешним. Внешний закрылок расположен (см. рис. 2. 33)
за задним лонжероном между шпангоутами № 10 и 15. Закрылок под-
вешен на трех направляющих рельсах посредством трех кареток. За-
крылки смещаются с помощью винтовых подъемников, связанных од-
ной трансмиссией. Подъемники приводятся во вращательное движе-
ние электромеханизмом МПЗ-18-А5.

Внешний закрылок (рис. 2.39) представляет собой клепаную
конструкцию, состоящую из лонжерона, верхней и нижней панелей, нос
ка и дефлектора. Лонжерон балочной конструкции воспринимает уси-
лия от изгиба Он состоит из стенки, двух поясов и подкрепляющих
стоек. Па лонжероне установлены кронштейны из сплава AVI5-T4, кото-
рые окантовывают вырезы под рельсы и подъемники и служат для
крепления кареток и вильчатых шкворней. Панели состоят из обшивки
и полунервюр, двух стрингеров на каждой панели. На нервюрах закрыл-
ка в местах прохождения рельсов установлены регулируемые роликовые
опоры, предназначенные для устранения вибрации закрылка в полете.

Дефлектор закрылка состоит из носка, лонжерона, диафрагм, верх-
ней и нижней обшивок. Прикреплен дефлектор к закрылку с помощью
диафрагм-пилонов.

На каждой средней части крыла установлено пять (см. рис. 2.36)
шарнирно закрепленных шторок, удерживаемых при выпущенных за-
крылках мощными пружинами. Шторки при убранном положении за-
крывают щели между задним лонжероном, носками дефлектора и за-
крылков, вписываясь в нижний контур крыла. При выпущенном поло-
жении закрылков шторки закрывают задний лонжерон и направляют
воздух в щели закрылка. Отклонение шторок ограничивается регулиру-
емыми упорами, которые установлены на кронштейнах навески шторок.
Отклоняются шторки с помощью профилированных кулачков (доро-
жек) на закрылках, которые захватывают ролики державок, установлен-
ные на штоках, и отжимают их вниз по мере перемещения закрылка
вперед (уборки). Каждая шторка представляет собой панель, отлитую
из магниевого сплава МЛ5-Т4.

Интерцептор (рис. 2.40) предназначен для торможения самолета
при его пробеге и представляет собой щиток, отклоняющийся вверх на
угол 52°±30'. Интерцептор шарнирно подвешен к внешней хвостовой
части крыла с помощью петель. Он состоит из верхней и нижней обши-
вок, лонжерона со стойками, нервюр, законцовочного профиля, петель
подвески, кронштейнов подвески и управления. Открытие и закрытие
интерцептора производится гидроцилиндром, связанным с интерцепто-
ром системой тяг и качалок. Гидроцилиндр управляется с помощью
электромагнитного гидравлического крана ГА-163 при нажатии пило-
том переключателя ППНГ-15К и кнопки 204-КС.

Гондолы шасси (рис. 2.41) служат для размещения в убранном по-
ложении главных ног шасси. Передняя часть гондолы заходит на верх-
нюю и нижнюю панели кессона крыла. Ось гондолы наклонена вверх на
Рис. 2.41. Гондола шасси:

1— съемный носок; 2 — лючок для подхода к опорному кронштейну под домкрат; 3— шпангоут
№ 2; 4 — лонжероны; 5 — верхняя съемная панель; 6 — люк для подхода к топливным насосам;
7— балки; 8— шпангоут № 10; 9 — стрингеры; 10 — узлы подвески задних створок; // — шпангоут

14: 12— задний обтекатель; 13— бортовой угольник; 14 — узел крепления подкоса для рельса
закрылка; 15 — вырез под фару; 16 — кронштейны крепления щитка к подкосу-цилиндру; 17 —
передний шиток: 18— средние створки; 19— кронштейн с шарнирной вилкой; 20—кронштейны
подвески створки; 21 — задние створки; 22— кронштейны подвески створки; 23— внутренняя об-
шивка; 24 — наружная обшивка; 25 — лючок для подхода к замковым тягам

Рис. 2.42. Стыковка средней части с отъемной частью крыла:

/ — профиль разъема верхней панели СЧК; 2, 8, 13, /5 — стыковые болты; 3, 7, 16, 18 — гайкн сты-
ковых бичтов; 4— профи пь разъема верхней панели ОЧК; 5 — соединительная лента носков: 6—
стыковая стойка переднего лонжерона СЧК; 9 — стыковая стойка переднего лонжерона ОЧК;
10 — стенка переднего лонжерона ОЧК; // — стенка переднего лонжерона СЧК; 12— лента; 14 —
стыковая стойка заднего лонжерона ОЧК; 15—стыковая стойка заднего лонжерона СЧК; 17—
профиль разъема нижней панели ОЧК: 20— профиль разъема нижней панели СЧК
угол 3° относительно строительной горизонтали фюзеляжа. По шпан-
гоуту № 8 гондола имеет технологический стык, которым она условно
делится на крыльевую и хвостовую части. Поперечное сечение гондолы
шасси имеет форму прямоугольника с закругленными углами, которая
в хвостовой части переходит в круглую. Низ гондолы имеет вырез, за-
крываемый передним щитком, средними и задними створками. Каркас
гондолы набран из продольного (лонжероны, балки и стрингеры) и по-
перечного (шпангоуты) набора и обшивки. Хвостовая часть гондолы
стыкуется по шпангоуту № 8. Вверху крыльевой части гондолы распо-
ложена съемная панель с люком, предназначенным для подхода к топ-
ливным насосам ЭЦН-91 и сигнализаторам СДУ2/\-0,18. Нижний но-
сок гондолы — съемный, на нем размещен люк для подхода к опорно-
му кронштейну под подъемник самолета. На внутреннем борту выпол-
нен вырез для установки посадочно-рулежной фары ПРФ-4. Передний
щиток жестко закрепляется на подъемнике ноги шасси, остальные
створки подвешены шарнирно и управляются посредством тяг с кардана-
ми на амортизационной стойке и механизма створок. Стык гондолы с
крылом осуществлен с помощью силовой балки, связанной с СЧК, и
бортовых угольников. Передняя нижняя часть гондолы закрывает узлы
подвески главной ноги шасси. Узлы подвески амортизационных стоек
установлены на нижней панели крыла и соединены по заднему лонже-
рону с нервюрами № 8 и 9. Узел подвески подъемника ноги шасси сое-
динен по переднему лонжерону с нервюрой № 7 и по середине нижней
панели с нервюрой № 8. Кронштейны узлов подвески ног шасси кре-
пятся болтами. Заканчивается гондола обтекателем со статическим раз-
рядником..

Соединение СЧК с ОЧК (рис. 2.42) аналогично соединению СЧК
с центропланом. Силовые болты, установленные по контуру сечения кес-
сона крыла, обеспечивают надежную работу конструкции крыла. По
всем стыкам болты соединений затягиваются тарированными ключами.
Места стыка закрываются перекрывной лентой, прикрепленной винта-
ми к профилям разъема.

Элерон крыла (см. рис. 2.37) состоит из двух отсеков — внутренне-
го п внешнего. Такая разбивка обеспечивает эксплуатационную техно-
логичность, позволяя за короткий промежуток времени производить
демонтаж и монтаж элеронов. Внутренний отсек расположен между
нервюрами № 15 и 19, внешний — между нервюрами № 19 и концевым
обтекателем. Отсеки закреплены шарнирно: внутренний — на двух
кронштейнах, внешний — на трех, которые установлены на заднем
лонжероне ОЧК. Отклоняются элероны с помощью двух качалок, уста-
новленных между нервюрами № 17 и 18, и № 19 и 20. На внутреннем
отсеке элерона установлен триммер-флетнер, на внешнем — флетнер
Они облегчают пилоту управление элеронами, снимая усилия со штур-
вала. Для доступа к узлам навески элерона на нижней обшивке выпол-
нены люки. Каждый отсек элерона (рис. 2. 43) состоит из лонжерона,
нервюр, панелей и съемного носка. Лонжероны и нервюры аналогичны
ранее описанным конструкциям. В съемном носке элерона на продоль-
ной балочке установлены литые стальные балансировочные грузы,
обеспечивающие весовую балансировку, которая предотвращает воз-
никновение самоколебаний крыла.

Триммер-флетнер — цельнометатлический, клепаной конструк-
ции с весовой компенсацией, к элерону он подвешивается шарнирно
на трех кронштейнах с подшипниками. Триммер-флетнер состоит из
лонжерона швеллерного сечения, нервюр, химически фрезерованной о(э-
шивки и съемного носка с балансировочными грузами.

Флетнер по конструкции аналогичен триммеру-флетнеру, подвеши-
вается так же,, как триммер-флетнер. Для подхода к узлам крепления
обе конструкции имеют лючки.
Рис. 2.43. Элерон (внутренний отсек) :

! - верхняя панель; 2 — полунервюра верхней панели, 3 — полунервюра нижней панели;
4. 11— торцовые нервюры; 5 — лонжерон элерона; 6 — кронштейн навески элерона; 7—
кронштейн крепления качалки управления триммером; 8 — съемный носок; 9— съемная
часть обшивки носка элерона; 10— кронштейн навескн и управления элероном; /2—ниж-
няя панель: 13, 20 — профили — ножи; 14 — кронштейн подвески триммера-флетиера; 15 —
съемный обтекатель; 16 — грмммер-флетнер; /7 —нервюра; 18 — рычаг управления ’трим-
мерам флетиером; 19 — съемный носок триммера-флетнера; 21 — монтажный лючок; 22 —
%шки крепления рычага управления элероном; 23 — рычаг (поводок) управления элеро-
ном; 24 — штырь (палец)

Рнс. 2.44. Концевой обтекатель крыла:

/—стек то бортового аэронавигационного огня; 2 — щели (жабры); 3 — обшивки; 4 —
диафрагма; 5 — концевая заделка; 6 — электростатический разрядник; 7 — продольная
нервюра; 8 — подкрепляющие профили; 9 — монтажные лючки

Концевой обтекатель (рис. 2.44) — съемный, крепится к нервюре
№ 25 винтами. Он состоит из обшивки, диафрагм и нервюры. В обшив-
ке имеются две щели для сброса воздуха, обогревающего носок крыла.
На концевом обтекателе установлены: огонь БАНО-57, который закрыт
быстросъемным колпаком из органического стекла, и рычаг противопо-
жарной системы, закрытый обтекателем. На задней кромке обтекателя
помещен электростатический разрядник.
ОПЕРЕНИЕ

К оперению самолета относятся горизонтальное оперение, состоящее
из переставляемого стабилизатора и руля высоты, и вертикальное, со-
стоящее из неподвижной поверхности — киля и подвижной — руля на-
правления. Предназначено оперение для обеспечения устойчивости и
управляемости самолета относительно трех осей (х, у, z).

Под устойчивостью и управляемостью подразумевается способноегь
самолета сохранять заданный режим, отвечать на перемещение рулей
перемещением в пространстве и возвращаться в заданный режим, если
самолет выведен из него каким-либо внешним возмущением. Существу-
ют три вида устойчивости и управляемости: продольная (относительно
оси z), путевая (относительно оси у), поперечная (относительно осп х),
которые обеспечиваются соответственно горизонтальным оперением и
рулем высоты, вертикальным оперением и рулем направления, попереч-
ным V и элеронами.

Эффективная управляемость и устойчивость на всех режимах дости-
гается взаимным расположением горизонтального и вертикального опе-
рения, а также определенным размещением горизонтального оперения
по высоте и длине самолета. По длине горизонтальное опере-
ние следует располагать так, чтобы обеспечить нужные плечи Zr.o и
ZB.o аэродинамических сил, действующих на оперение, относительно
центра тяжести самолета, а по высоте так, чтобы избежать спутной
струи, сходящей с крыла на больших углах атаки. Установка хвостового
оперения Т-образной схемы полностью удовлетворяет этим требовани-
ям. Эта схема позволила также получить линейное протекание характе-
ристик продольной устойчивости до весьма больших значений су, внес-
ла эффект «концевой шайбы», повысив эффективное удлинение киля
Последнее позволило уменьшить площадь вертикального оперения.

Хвостовое оперение (рис. 2.45) самолета Ту-134 — стреловидное с
симметричным профилем дужки как горизонтального, так и вертикаль-
ного оперения. Стабилизатор — управляемый, с углом отклонения на
режимах взлета и посадки —1°30' по У.П.С. (относительно С.Г.Ф
—3°). Рули высоты и направления имеют осевую компенсацию и весовую
балансировку, которые уменьшают усилия на штурвалах и предупреж-
дают самоколебания оперения. На руле высоты имеется триммер, а на
руле направления — триммер-флетнер.

Вертикальное оперение (рис. 2.46) состоит из киля и руля направле
ння. Киль крепится к фюзеляжу по шпангоутам № 55 и 60. Он состоит
из двух лонжеронов (переднего и заднего), силовых и промежуточных

Рис. 2.45. Оперение самолета:

1 — форкиль; 2 — носкн киля; 3 — конце-
вой обтекатель киля; 4 — носкн стабили-
затора; 5—концевые обтекатели стаби-
лизатора; 6 — стабилизатор; 7 —руль вы-
соты; 8 — триммер руля высоты; S — руль
направления; 10— триммер руля направ-
ления; 11 — киль
9

Рис. 2.46. Вертикальное оперение:

/ — нижний отсек носка киля; 2— средний отсек носка; 3 — верхний отсек носка:
4— передний лонжерон; 5 — носовая часть концевого обтекателя киля; 6 — фитинги
крепления качалки управления стабилизатором; 7 — средняя часть концевого
обтекателя киля; 8— фитинги крепления стабилизатора; 9— хвостовая часть
концевого обтекателя; 10— торцовая нервюра; 11— задний лонжерон; /2, 20 —
панели; 13— силовая нервюра; 14— промежуточная нервюра; 15 — руль направ-
ления; 16 — триммер руля направления; 17 — хвостовая часть киля; 18 — опорный
кронштейн руля направления; 19 — стыковые фитинги; 21 — опорная нервюра

22 — воздухозаборник ВВР
нервюр, двух панелей, съемного носка, концевого обтекателя и хвостовой
части.

Лонжероны по конструкции подобны между собой, балочного типа
и аналогичны ранее описанным лонжеронам. У корневой и верхней час-
тей лонжеронов установлены штампованные стальные (сталь ЗОХГСА)
стыковые фитинги, посредством которых киль соединяется с фюзеляжем
и стабилизатором.

Опорная и торцовая нервюры соединяют между собой соответствен-
но корневые и верхние части лонжеронов. Нервюры аналогичны по
конструкции. Межлонжеронный набор состоит из двух силовых нервюр
№ 10 и 15, на которых размещены узлы навески руля высоты, п нервюр,
расположенных перпендикулярно заднему лонжерону.

Панели киля конструктивно одинаковы, исключая то, что на правой
панели установлена съемная по всему размаху киля панель. Обшивка
панелей киля подвергнута химическому фрезерованию. Она подкрепле-
на стрингерами. Между нервюрами № 11 и 12, № 13 и 14, № 15 и 16
обеих панелей выполнены вырезы под антенны систем СОМ-64 и
РСБН-2С. Панели приклепаны к поясам лонжеронов и нервюрам.

Хвостовая часть киля служит для размещения тяг управления и
электромеханизма триммера-флетнера, а также закрывает щель между
задним лонжероном н рулем направления. Для удобств осмотра этих
монтажей зашивка хвостовой части — съемная. Хвостовая часть состо-
ит из набора мембран, обшивок и упомянутой зашивки.

Носок киля обогревается и по конструкции аналогичен ранее опи-
санным. Он состоит из трех частей: нижней, средней и верхней. В ниж-
нем носке установлены воздухозаборник канала ВВР и трубы подвода
горячего воздуха от двигателей к средней и верхней частям.

Концевой обтекатель киля закрывает стык стабилизатора, механизм
управления стабилизатором и механизмы управления триммерами руля
высоты и придает удобообтекаемую форму хвостовому оперению. Он
состоит из носовой, средней и хвостовой частей.

В носовой части размещены жалюзи для выхода горячего воздуха
из носка киля, а в хвостовой части расположен люк для подхода к уз-
лам управления рулем высоты. Средняя часть носка киля — съемная.

Руль направления — однолонжеронной конструкции, подвешен к ки-
лю на четырех шарнирных узлах, имеет осевую аэродинамическую ком-
пенсацию и 2-процентную весовую перебалансировку (центр тяжести
смещен вперед от оси вращения на 2% от длины его средней аэродина-
мической хорды). Руль направления состоит из лонжерона, носка, хво-
стовых панелей, триммера-флетнера, опорной вилки с фланцем и дру-
гих деталей. Лонжерон — балочной конструкции, между нервюрами
№ 1 и 4 он усилен трубой, укрепленной на нервюре № 1, опорным уз-
лом, а по остальным нервюрам — фланцами. Носок руля разделен вы-
резами для кронштейнов подвески на три отсека, самостоятельно за-
крепленных на руле. Часть нижнего отсека носка выполнена съемной
для подхода к рулю и узлам подвески и их снятия. Носок руля состоит
из обшивки, мембран и носовой балки, к которой крепятся балансиро-
вочные грузы. Для стопорения руля в нейтральном положении и огра-
ничения его поворота на предельно допустимые углы на носовой балке
у нервюры № 1 установлен стальной кронштейн с гнездом стопора и
клыками ограничения. Для подхода к узлам подвески руля в хвостовых
панелях установлены люки и вырез для выхода тяги управления трим-
мером. Нижняя опора руля размещена на опорной вилке, вынесенной
фланцем ниже контура руля направления. Фланец прикреплен к ниж-
нему опорному узлу шестью болтами. Вилка и фланец изготовлены из
стали ЗОХГСА.

Гриммер руля служит для снятия нагрузок со штурвала. Он подве-
шен к рулю направления на четырех шарнирных узлах. Триммер имеет
осевую аэродинамическую компенсацию и весовую 100-процентную ба-
лансировку и состоит из двух панелей, лонжерона, опорных узлов, нос-
ка с грузами. В панели триммера выполнены люки для подхода к узлам
его подвески. На правой стороне триммера укреплен кабанчик, соединя-
ющий триммер с тягой управления.

Горизонтальное оперение (рис. 2.47) состоит из стабилизатора и ру-
ля высоты. Стабилизатор подвижного типа установлен на киле шарнир-
но и управляется с помощью механизма, который приводится в движе-
ние приводом от электромеханизма М.УС-7А. Стабилизатор — двухлон-
жеронной конструкции, он состоит из двух консолей, состыкованных
между собою накладками по переднему и заднему лонжеронам. Консо-
ли состоят из двух лонжеронов, набора нервюр, верхней и нижней па-
нелей, концевых обтекателей, съемного носка и пяти кронштейнов
подвески руля высоты. В набор нервюр входят одна опорная нервюра,
пять силовых и 18 промежуточных. Опорная нервюра — клепаной кон-
струкции, состоит из поясов переменного сечения и стенки. Нервюры
№ 6, 10, 14, 18 и 22 являются силовыми, к ним крепятся кронштейны
навески руля высоты. Обе панели стабилизатора конструктивно одина-
ковы, однако на верхней панели по всему размаху консоли установлена
съемная технологическая лента. Стрингеры стабилизатора расположе-
ны параллельно заднему лонжерону.

Носок стабилизатора состоит из двух отсеков, соединенных между
собой на опорной мембране по нервюре № 12. Каждый отсек носка со-
стоит из обогреваемой и необогреваемой частей, обшивок, мембран, сто-
ек и тавровых профилей. Обогреваемая часть обшивки — это дюралю-
миниевый лист с электрическим противообледенительным устройством,
наклеенным на внутреннюю сторону. Противообледенительное устрой-
ство состоит из нагревательного элемента (константановых проволочек
0 0,15 мм и двух латунных шин) и слоев стеклоткани, склеенных между
собой клеем БФ-2.

Хвостовая часть стабилизатора расположена за задним лонжеро-
ном и состоит из мембран, верхней и нижней обшивки и задней
зашивки. Концевой обтекатель стабилизатора изготовлен из набора
нервюр, мембран, обода, ножа, обшивки и имеет два статических раз-
рядника.

Все элементы конструкции стабилизатора связаны между собой за-
клепками (потайными и с круглыми головками), болтами и винтами.

Руль высоты — однолонжеронной конструкции, состоит из двух поло-
вин, соединенных между собой карданным валом. Каждая половина
руля подвешена шарнирно к пяти кронштейнам, установленным на
заднем лонжероне стабилизатора по силовым нервюрам № 6, 10, 14, 18
и 22. Каждая половина руля состоит из лонжерона, залонжеронной бал-
ки, силовых, рядовых и торцовых нервюр, подтриммерной балки, крон-
штейнов подвески триммера, верхней и нижней обшивок, носка и трим-
мера. Лонжерон—клепаной конструкции, балочного типа. Пять крон-
штейнов навески руля высоты отштампованы из сплава АК-8. Ближний
к оси самолета кронштейн имеет увеличенный диаметр втулки под пусто-
телый болт крепления руля к кронштейну стабилизатора. Через этот
болт вдоль оси вращения руля проходят тросы механизма управления
триммером. Кронштейн вместе с фитингом залонжеронной балки явля-
ется опорой для карданной вилки. В хвостовой части руля между нер-
вюрами № 1 и 21 выполнен вырез под триммер, окантованный балкой.
Носок руля высоты — несъемный, он разрезан кронштейнами навески
на шесть отсеков. Каждый из отсеков состоит из обшивки, мембран,
носовой балки и выносных балансировочных грузов. Силовые мембраны
предназначены для крепления контргрузов, установленных между нер-
вюрами № 4—6, 16—18, 28—30, 40—42, 51—53 по направлению по-
лета. Выносные контргрузы отлиты из сплава марки 35ХГСЛ и при-
62
Рис. 2.47. Горизонтальное оперение:

1— кронштейн крепления серьги управлен!»я стабилизатором; 2—стабилизатор; 3 — съемный ни
сок; 4 — передний лонжерон; 5 — промежуточная нервюра, 6 — концевой обтекатель; 7 — коитр
грузы; 8 — руль высоты; 9— задний лонжерон стабилизатора; 10—кронштейн подвески руля вы
соты; 11— триммер; 12—узлы навески триммера; 13 — рычаг управления рулем высоты; 14—
карданный вал; 15— кронштейн подвески карданного вала; 16— обшивка верхней панели; 17 —
обшивка нижней панели

креплены по направлению полета непосредственно к силовым мембра-
нам заклепками. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую ком-
пенсацию и весовую перебалансировку, равную 2% (центр тяжести руля
смещен вперед оси вращения на расстояние 2% от длины своей средней
хорды). Для регулировки балансировочного момента в двух ближайших
к осп самолета контргрузах расположены съемные шайбы, для доступа
к которым в контргрузах имеются лючки.

Триммер руля высоты состоит из лонжерона, опорных узлов, повод-
ка, верхней и нижней обшивок, нервюр и носка. Триммер сбалансиро-
ван, носки, выполненные из листовой стали, являются балансировочным
грузом.

Для подхода к узлам навески руля высоты, триммеров и механизма
управления триммером в их обшивках установлены лючки.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ПЛАНЕРА

Меры предосторожности. На земле (на стоянке) самолет всегда дол-
жен быть надежно заземлен. Противопожарные средства должны быть
исправны и находиться на своих местах. Категорически запрещается вы-
полнять какие-либо работы на самолете, используя неисправное назем-
ное оборудование: стремянки, подъемные краны, гидроподъемники, таке-
лажные приспособления (тросы для подъема двигателя, отъемной
части крыла, киля, стабилизатора и др.), буксировочные водила и
тросы.

Масло, керосин и гпдрожидкость, разлитые возле самолета, должны
быть немедленно удалены.

В зимнее время года при опробовании двигателей площадка под ко-
лесами самолета должна быть очищена от снега и льда. Во время опро
бования двигателя запрещается находиться вблизи воздухозаборника
и ближе 50 м от обреза сопла в зоне реактивной струи.

Перед подключением аэродромного электро- и гидропитания необхо-
димо проверить положение органов управления в кабине пилотов. Все
АЗС, выключатели электросистемы и краны гидросистемы должны
находиться в положении «Выключено», а кран аварийного выпуска шасси
должен быть опломбирован. Категорически запрещается снимать с са-
молета или регулировать на месте, не снимая с самолета, агрегаты гид-
росистемы без предварительного стравливания давления до нуля. Во
время проверки системы подъема и выпуска шасси запрещается нахо-
диться под самолетом лицам, не принимающим участия в проверке. При
проверке систем управления самолетом: руля направления, руля высо-
ты, элеронов и стабилизатора, а также закрылков и посадочного щитка
необходимо следить за тем, чтобы вблизи этих органов не было посто-
ронних предметов и аэродромного оборудования: стремянок, подъемни-
ков, козелков, подъемных кранов, топливозаправщиков и др.

Правила ухода за планером. Для обеспечения исправности планера
и сохранности защитных покрытий в процессе эксплуатации рекомендует-
ся соблюдать следующие правила.

1.	Ходить по обшивке самолета только в обуви с надетыми на нее спе-
циальными чехлами.

2.	При работе на обшивке самолета применять коврики или маты, а
после окончания работы очищать их от грязи, песка и снега.

3.	После работы коврики и маты свертывать на самолете без переме-
щения их по обшивке.

4.	Не класть на обшивку детали, инструменты, ветошь, пропитанную
бензином и маслом-

5.	Стремянки и лестницы в местах соприкосновения с самолетом
обшивать резиной пли мягкой тканью.

6.	Не удалять лед с обшивки механическим способом.

7.	Не допускать повреждений грузового люка, входных дверей, об-
шивки и полов в багажных отделениях при погрузочно-разгрузочных
работах.

8.	Следить за тем, чтобы пассажирские трапы, лестницы, стремянки
устанавливались без ударов об обшивку.

9-	Применять при работе только исправные маркированные инстру-
менты, не допускать ударов об обшивку.

10-	При использовании тарированных ключей проверять их перед ра-
ботой па специальных приспособлениях. Тарированные ключи должны
быть с соответствующими насадками.

11.	Своевременно удалять с обшивки загрязнения и регулярно мыть
внешнюю поверхность самолета.

12.	Устранять обнаруженные повреждения защитных покрытий п
коррозию. При этом необходимо помнить, что узлы из магниевых спла-
вов менее устойчивы против коррозии.

13.	Следить за тем, чтобы дренажные отверстия для слива конденсата
не засорялись, для чего проверять их при техническом обслуживании.

14.	Не допускать попадания на детали щелочей и кислот Если кис-
лота или щелочь все же на них попала, необходимо немедленно удалить
ее. Для этого несколько раз тщательно промыть детали теплой водой с
питьевой содой и нейтральным мылом, затем протереть их чистой салфет-
кой. Места зазоров между агрегатами и деталями промыть особенно тща-
тельно и просушить сжатым воздухом. О проливе кислоты или щелочи
записывать в формуляр самолета и в течение месяца вести системати-
ческое наблюдение за участком детали, ранее облитой кислотой.

15.	Не допускать попадания воды в самолет. В случае попадания уда-
лить и принять меры по предупреждению дальнейшего проникновения
воды. Мокрые детали и агрегаты тщательно протереть насухо чистой
салфеткой, а из труднодоступных мест воду удалить при помощи шпри-
ца и затем просушить воздухом от подогревателя, соблюдая требования,
установленные при подогреве кабин самолета.

16-	Не допускать контактов металлических изделий с мокрой тепло-
звукоизоляцией- При обнаружении признаков намокания теплоизоляции
стенок кабин и других устройств, расположенных в кабине (мокрая на
ощупь, темные пятна от намокания и белые от выделившейся соли огне-
стойкой пропитки), немедленно отстегнуть теплоизоляцию, отдалить ее
на некоторое расстояние от металлических деталей и просушить- Дета-
ли, соприкасающиеся с мокрой теплоизоляцией, промыть, протереть на-
сухо чистой салфеткой и тщательно осмотреть. При наличии на них
признаков коррозии устранить ее- Ставить теплоизоляцию на место раз-
решается только после ее высыхания.

17.	Для защиты самолета от прямого воздействия атмосферных явле-
ний (дождя, снега, обледенения и др.) необходимо укрывать его чехлами.
Чехлы, надетые на самолет, не должны иметь щелей и провисаний, что-
бы не скапливались вода и снег. В случае образования под чехлом кон-
денсата необходимо снять чехол с самолета и просушить. Нельзя наде-
вать чехлы на загрязненные или мокрые поверхности самолета- Необхо-
димо содержать чехлы в исправном состоянии и чистоте. Неправиль-
ное применение чехлов может привести к повреждению лакокрасочных
покрытий и к коррозии.

18.	В теплое время года для удаления влаги при каждом техническом
обслуживании самолета проветривать кабины и багажные отсеки фюзе-
ляжа, открывая все двери, люки и форточки.

19.	Чтобы исключить повреждение обшивки самолета спецтрэкспор-
том, подъезд его к самолету для обслуживания разрешается только под
контролем инженера смены или бортмеханика.

20-	При эксплуатации самолета предохранять обшивку герметической
части фюзеляжа от повреждений. В случае ее повреждения (царапины
глубиной свыше 0,1 мм на листах Д16АТ с толщиной до 1,2 мм и свы-
ше 0,15 мм на листах Д16АТ с толщиной 1,5 — 3 мм) эксплуатация само-
лета без ремонта обшивки не разрешается.

Царапины меньшей глубины необходимо предохранять от коррозии
лакокрасочными покрытиями.

Мойка обшивки самолета. При послеполетном обслуживании необхо-
димо очищать замасленные и загрязненные места обшивки самолета, а
при обслуживании самолета по трудоемким видам регламентов (после
250, 750 и 1500 ч налета) мыть всю обшивку планера.

Для мойки обшивки при положительных температурах воздуха приме-
нять нейтральные мыльный раствор или мыльную эмульсию. Мойку об-
шивки производить в следующем порядке.

1. Смыть с обшивки пыль водой из шланга-

2-	Нанести на поверхность (обшивку) самолета волосяными мягкими
щетками нейтральный масляный раствор-

3.	Через 10—15 мин смыть загрязнение водой из шланга или проте-
реть салфетками, смоченными в воде-

4.	Протереть обшивку насухо чистыми салфетками. Нельзя оставлять
на обшивке капель воды, так как они после высыхания образуют пятна.

Разрешается мыть обшивку из шланга под давлением не более
0,5 кПсм2. Для мойки можно также применять мыльную эмульсию, со-
стоящую из 2% технической олеиновой кислоты второго или третьего сор-
та. 1% технического моноэтаноламина и 97% воды. Эта жидкость не вы-
зывает коррозии самолета и является безвредной-

Мыльная эмульсия составляется следующим образом: к воде, залитой
в бидон или другую емкость, добавляют сначала 1 % моноэтаноламина
и перемешивают- Затем, помешивая эту жидкость, постепенно добавляют
расплавленную олеиновую кислоту в количестве 2% и тщательно переме-
шивают до получения однородного густого раствора. При составлении
моющей жидкости с олеиновой кислотой второго сорта можно использо-
вать воду с температурой 15—20°С; если есть олеиновая кислота третьего
сорта, то вода должна иметь температуру 40—50°С-

3—3030	65
Для устранения загрязнений на обшивке при отрицательных темпера-
турах окружающего воздуха поверхность самолета следует протереть
вначале салфетками, смоченными бензином Б-70, или бензином Б-70 с
добавлением 10—20% керосина, а затем насухо чистыми салфетками.
Для очистки участков обшивки самолета от копоти, а также значитель-
ных загрязнений рекомендуется применять смесь, состоящую из пяти
частей жидкости ЭАФ и одной части скипидара.

Устранение коррозии. При техническом обслуживании, а также при
хранении самолета с консервацией детален необходимо проверять, нет
ли коррозии на деталях планера. Признаком коррозии алюминиевых
сплавов является появление на поверхности деталей белых и серых пя-
тен или отдельных, изолированных друг от друга очагов, иногда имею-
щих вид черных точек- Коррозия магниевых сплавов обнаруживается по
вспучиванию лакокрасочного покрытия и появлению рыхлого, влажного
солевого налета грязно-белого цвета- Коррозия стали сопровождается
образованием на поверхности деталей коричневато-красного налета
ржавчины.

Детали, на которых обнаружена коррозия, должны подвергаться
специальной обработке, заключающейся в удалении продуктов корро-
зии и в защите от дальнейшего ее распространения При зачистке пора-
женных коррозией участков не следует стремиться к полному удалению
коррозийных язвин, достаточно зачистить (сгладить) кромки язвин и
удалить продукты коррозии с помощью жестких волосяных, травяных
или щетинных щеток. Применение абразивных шкурок или металличес-
ких щеток запрещается из-за повреждения ими защитного слоя. При
устранении коррозии на деталях нз алюминиевых сплавов внутри само-
лета допускается применение наждачной пыли № 200, нанесенной на
ветошь, смоченную в чистом бензине. Коррозия па кронштейнах и дета-
лях из магниевого сплава устраняется стеклянной шкуркой № 200, а
внутри коррозийных язвин — шабером-

Поверхности рельсов закрылков должны быть чистыми и сухими, без
«ледов масляной пленки, кожухи подъемников закрылков — чистыми
м иметь по поверхности скольжения масляную пленку смазки
ЦИАТИМ-203, а винты подъемников закрылков — смазаны тонким
слоем смазки ЦИАТИМ-203.

В процессе эксплуатации необходимо систематически следить за це-
лостностью защитного покрытия обшивки герметической кабины. При
проведении противокоррозийной обработки при температурах ниже 5°С
необходимо выполнить запись в формуляре самолета-

ГЛАВА 3

ШАССИ

Шасси предназначено для обеспечения разбега самолета при взлете,
пробега при посадке, передвижения по земле, а также для поглощения
и рассеивания энергии самолета в момент приземления и при движении
по земле. На самолете Ту-134 установлено трехопорное шасси с носо-
вым колесом. Такая схема шасси обеспечивает хорошую устойчивость
при движении самолета по земле, горизонтальное положение фюзеляжа
при стоянке самолета, возможность выполнения разворотов при руле-
нии посредством управления колесами передней ноги, а также возмож-
ность выдерживания прямолинейности движения при разбеге и пробеге
самолета. Передняя опора шасси, расположенная впереди центра тя-
66
Для устранения загрязнений на обшивке при отрицательных темпера-
турах окружающего воздуха поверхность самолета следует протереть
вначале салфетками, смоченными бензином Б-70, или бензином Б-70 с
добавлением 10—20% керосина, а затем насухо чистыми салфетками.
Для очистки участков обшивки самолета от копоти, а также значитель-
ных загрязнений рекомендуется применять смесь, состоящую из пяти
частей жидкости ЭАФ и одной части скипидара.

Устранение коррозии. При техническом обслуживании, а также при
хранении самолета с консервацией деталей необходимо проверять, нет
ли коррозии на деталях планера. Признаком коррозии алюминиевых
сплавов является появление на поверхности деталей белых и серых пя-
тен или отдельных, изолированных друг от друга очагов, иногда имею-
щих вид черных точек Коррозия магниевых сплавов обнаруживается по
вспучиванию лакокрасочного покрытия и появлению рыхлого, влажного
солевого налета грязно-белого цвета Коррозия стали сопровождается
образованием на поверхности деталей коричневато-красного налета
ржавчины.

Детали, на которых обнаружена коррозия, должны подвергаться
специальной обработке, заключающейся в удалении продуктов корро-
зии и в защите от дальнейшего ее распространения При зачистке пора-
женных коррозией участков не следует стремиться к полному удалению
коррозийных язвин, достаточно зачистить (сгладить) кромки язвин и
удалить продукты коррозии с помощью жестких волосяных, травяных
или щетинных щеток. Применение абразивных шкурок или металличес-
ких щеток запрещается из-за повреждения ими защитного слоя. При
устранении коррозии на деталях из алюминиевых сплавов внутри само-
лета допускается применение наждачной пыли № 200, нанесенной на
ветошь, смоченную в чистом бензине. Коррозия на кронштейнах и дета-
лях из магниевого сплава устраняется стеклянной шкуркой № 200, а
внутри коррозийных язвин — шабером.

Поверхности рельсов закрылков должны быть чистыми и сухими, без
следов масляной пленки, кожухи подъемников закрылков — чистыми
м иметь по поверхности скольжения масляную пленку смазки
ЦИАТИМ-203, а винты подъемников закрылков — смазаны тонким
слоем смазки ЦИАТИМ-203.

В процессе эксплуатации необходимо систематически следить за це-
лостностью защитного покрытия обшивки герметической кабины. При
проведении противокоррозийной обработки при температурах ниже 5°С
необходимо выполнить запись в формуляре самолета

глава з

ШАССИ

Шасси предназначено для обеспечения разбега самолета при взлете,
пробега при посадке, передвижения по земле, а также для поглощения
и рассеивания энергии самолета в момент приземления и при движении
по земле. На самолете Ту-134 установлено трехопорное шасси с носо-
вым колесом. Такая схема шасси обеспечивает хорошую устойчивость
при движении самолета по земле, горизонтальное положение фюзеляжа
при стоянке самолета, возможность выполнения разворотов при руле-
нии посредством управления колесами передней ноги, а также возмож-
ность выдерживания прямолинейности движения при разбеге и пробеге
самолета. Передняя опора шасси, расположенная впереди центра тя-
66
жести, исключает опрокидывание самолета на нос, что позволяет при-
менять интенсивное торможение колес для сокращения длины пробега.
Важным преимуществом шасси с носовым колесом является также воз-
можность выполнения взлета и посадки при сильном боковом ветре.

Шасси является нагруженным элементом самолета, испытывающим
большие нагрузки в момент приземления и при пробеге. Поэтому все
основные элементы шасси изготовляются из высокопрочных сталей с
пределом прочности 160—190 кГ!мм2.

Перед приземлением самолет обладает кинетической энергией, пря-
мо пропорциональной массе (весу) и квадрату скорости движения
самолета.

Скорость самолета в момент парашютирования перед приземлением
может быть разложена на горизонтальную и вертикальную составляю-
щие. Вертикальная составляющая скорости Vy на этапе парашютиро-
вания определяет кинетическую энергию падения, которую должно
воспринять, поглотить и частично рассеять (превратить в тепло) амор-
тизационное устройство шасси.

Большая часть кинетической энергии превращается в потенциальную
энергию сжатого азота в амортизационных стойках шасси и сжатого
воздуха в пневматиках колес.

Поглощая кинетическую энергию при посадке, амортизационное
устройство снижает нагрузки на элементы конструкции самолета. После
поглощения энергии при ударе в момент приземления (прямой ход)
амортизационное устройство должно менее чем за 0,8 сек восстановить
свое исходное положение при обратном ходе за счет расширения сжа-
того перед этим азота, чтобы иметь возможность воспринять последую-
щие удары при движении самолета. Этот цикл повторяется, постепенно'
затухая, так как энергия удара уменьшается, превращаясь в тепло и
рассеиваясь.

Горизонтальная составляющая скорости, т. е. посадочная скорость,
определяет кинетическую энергию, которая гасится постепенно во вре-
мя пробега силами лобового сопротивления и тормозными устройствами
самолета.

При стоянке самолета передняя опора шасси воспринимает от 4 до
9% полного веса самолета в зависимости от положения центра тяжести
самолета. Передняя нога шасси размещена в вертикальной плоскости
симметрии самолета под носовой частью фюзеляжа, а главные ноги
установлены под средними частями крыла симметрично продольной оси
самолета. Все ноги шасси убираются в полете назад в специальные ни-
ши, закрываемые створками. Суммарный вес шасси — 1 725 кГ.

ПЕРЕДНЯЯ НОГА ШАССИ

Передняя нога шасси установлена в отсеке носовой части фюзеляжа
между шпангоутами № 8—15. Она шарнирно закрепляется в четырех
отштампованных из сплава АК-6 узлах, расположенных на продольных
балках фюзеляжа позади шпангоутов № 8 и 11. Два передних узла слу-
жат для крепления амортизационной стойки, а два задних — для креп-
ления складывающегося подкоса Передняя нога (рис. 3.1) состоит из
амортизационной стойки 1, двух спаренных колес К-288, поворотно-
демпфирующего устройства 15, шлиц-шарнира 14, заднего складываю-
щегося подкоса 11, механизма распора 10, гидравлического цилиндра'
21, уборки и выпуска ноги, замка подвески, механизмов управления пе-
редними и задними створками ниши передней ноги.

Амортизационная стойка с азотно-мастяной амортизацией является
основным элементом передней ноги шасси, поглощающим энергию уда-
ров при посадке, взлете и пробеге самолета по земле. Состоит аморти-
зационная стойка из цилиндра с плунжером, штока, раскосов 2 (см.
3	67
18

17

Рис. 3.1. Передняя нога шасси:
/ — амортизационная стойка; 2 —рас-
косы с накладками; 3— передние бо-
ковые створки; 4 — механизмы управ-
ления передними створками; 5 —зад-
ние боковые створки; 6 — рычаг; 7 —
тяги; 8 — гидравлический цилиндр; 9 —
редуктор; 10 — механизм распора;
77 — складывающийся подкос; 12 — за-
рядный клапан; 13 — петля подвески;
14 — шлиц-шарнир; 15 — поворотно-
демпфирующее устройство; 16 — руко-
ятка; 17 — кулачковая муфта; 18 — го-
ризонтальная качалка; 19— вертикаль-
ная качалка; 20 — золотниковый расп-
ределитель; 21 — цилиндр уборки и
выпуска передней ноги

рис. 3.1), шлиц-шарнира 14, диафрагмы с профилированной иглой,
поршня, верхней и нижней буксы, опорной гильзы и зарядного клапана
12 и других деталей.

Внутренняя полость цилиндра стойки заполняется маслом АМГ-10
в количестве 4 л и сжатым азотом с начальным давлением IS’1’1 кГ1см2.
К головке цилиндра, изготовленной из стали ЗОХГСНА, прикрепляются
звенья из сплава В95 с цапфами для крепления узлов подвески. Звенья
подкреплены сварными трубчатыми раскосами, изготовленными нз ста-
ли ЗОХГСНА. К правому звену прикреплен рычаг для присоединения
гидравлического цилиндра уборки и выпуска передней ноги. На голов-
ке цилиндра имеется проушина для крепления механизма распора и
штуцер для зарядного клапана, а на нижней части сзади проушина
для крепления нижнего звена складывающегося подкоса. Спереди на
последней установлено поворотно-демпфирующее устройство, удержи-
ваемое гайкой, и неподвижная кулачковая муфта. К проушине кулачко-
68
вой муфты 17 присоединяется горизонтальная качалка 18, соединенная
болтом со сферической головкой с вертикальной качалкой 19, которая
крепится на оси вала поворотно-демпфирующего устройства. С задней
стороны к поворотно-демпфирующему устройству крепится верхнее
звено шлиц-шарнир а 14 с роликом, который, перекатываясь по профилю
кулачковой муфты 17 при необжитой амортизационной стойке, попада-
ет во впадину кулачка и шток с колесами в момент отрыва самолета
устанавливается в нейтральное положение. Верхнее звено шлиц-шарни-
ра соединено с нижним звеном, шарнирно укрепленным на головке што-
ка. Шлиц-шарнир служит для передачи крутящего момента от колес к
поворотно-демпфирующему устройству при восприятии боковой нагруз-
ки и от демпфера к колесам при управлении поворотом колес передней
ноги. Звенья шплиц-шарнира соединяются между собой с помощью
центрального узла 16, тяги, проушины и вкладышей.

Перед буксировкой самолета центральный узел шлиц-шарнира разъе-
диняют.

Шток амортизационной стойки изготовлен из стали ЗОХГСА, а го-
ловка штока — из сплава АК-8. Во внутренней полости штока / нахо-
дится диафрагма 11 с иглой (см. рис. 3.11), прижатая к буртику штока
шайбой и гайкой. К профилированной игле 2 прикреплены два крючка
8 с пружинами, которые фиксируют поршень 9 в исходном положении
при обратном ходе штока. На верхнем конце штока в кольцевой про-
точке закреплена дюралюминиевая разъемная букса 5, в кольцевую
канавку которой вставлено плавающее разрезное бронзовое кольцо 3,
перекрывающее при обратном ходе штока отверстия на торце буксы,
соединяющие полость В за буксой с верхней полостью А цилиндра 4.
Этим обеспечивается торможение штока, амортизационной стойки и
смягчение обратного удара.

Букса является верхней опорой и направляющей штока. В пазы на
торце цилиндра вставлена нижняя букса, являющаяся нижней направ-
ляющей и опорой для штока. Движение штока вниз ограничивается
опорной гильзой, упирающейся в нижнюю буксу и удерживающуюся в
этом положении давлением азота. Резиновые уплотнительные кольца в
амортизационной стойке выполнены из резины В14-1. Для предотвра-
щения выдавливания уплотнительных колец в зазор перед ними уста-
новлены фторопластовые кольца.

Принцип работы азотно-масляного амортизатора передней ноги шас-
си такой же, как и амортизатора главной ноги (см. рис. 3.11). При нор-
мальной зарядке амортизационной стойки высота видимой части штока
должна быть равна 310—70 мм для взлетных весов и 330—80 мм
для посадочных весов самолета.

Складывающийся подкос передней ноги является силовым элемен-
том, удерживающим амортизационную стойку в выпущенном положе-
нии, воспринимающим часть усилий, действующих на стойку, и переда-
ющим эти усилия через узлы крепления на кронштейны и продольные
балки ниши. Кроме того, складывающийся подкос выполняет функции
кинематического элемента при уборке и выпуске ноги. Состоит подкос
из верхнего и нижнего звеньев (см. рис. 3.1). Верхнее звено представля-
ет собой стальную трубчатую треугольную раму, на основании (травер-
се) которой прикреплены рычаги для присоединения штока цилиндра
уборки и выпуска передней ноги и гидравлического цилиндра механиз-
ма управления задними створками пиши.

Для удобства монтажа и демонтажа подкоса левая и правая цапфы
вдвигаются внутрь траверсы, для чего в головке подкоса и в травер-
се сделаны прорези. Нижнее звено складывающегося подкоса выполне-
но в виде стальной трубы с регулируемым ушковым наконечником и
соединяется с верхним звеном карданом посредством двух взаимно пер-
пендикулярных болтов. При выпущенной ноге складывающийся подкос
Рис. 3.2. Механизм распора:

1, 8 — верхнее и нижнее звенья: 2 — тру-
бопровод; 3 — гидравлический цилиндр;
4 — пружина; 5 — приводной механизм;
6 — механизм концевого выключателя, 7 —
флажок; 9— масленка; W—соединитель-
ный болт; 11 — опорная поверхность

Рис. 3.3. Замок подвески передней
ноги:

1 — петля подвески передней неги; 2 —
крюк; 3 — болт крепления крюка; 4 —
возвратная пружина; 5 —звено: 6 — на-
правляющая муфта; 7— пружина; * —
шток с поршнем; 9— челночный клзюн
со штуцером подвода рабочей .мдкости
от основной и тормозной систем; IU—кор-
пус замка; 11— контровочная га Го а; 12—
уплотнительные кольца; 13— штуцера под-
вода рабочей жидкости к цилиндру уп-
равления створками; 14— толкатель пере-
пускного клапана; 15 — качалка; 1ъ — болт
защелки; 17 — защелка; 18 — ролик крюка
долж и иметь стрелу прогиба вниз 15 ±3 мм, т. е. плоскость, проходя-
щая через основание рамы и нижнюю точку подкоса должна быть выше
точки соединения звеньев.

Механизм распора (рис. 3.2) — это силовой элемент, удерживающий
складывающийся подкос в распрямленном положении, придавая ему
устойчивость от продольно действующих усилий. Кроме этого, он явля-
ется кинематическим элементом при уборке и выпуске передней ноги.
Механизм распора крепится шарнирно к проушине головки цилиндра
амортизационной стойки и к болту кардана складывающегося подкоса.
Он состоит из верхнего звена 1 с гидравлическим цилиндром 3 односто-
роннего действия, нижнего звена 8, силовых пружин 4, механизма кон-
цевого выключателя 6 и флажка 7 сигнализации положения передней
ноги (при выпущенной ноге флажок виден через окошко в полу кабины
экипажа).

При уборке шасси шток цилиндра 3 механизма распора выдвигается
под давлением жидкости, поступающей по трубопроводу 2, и упирается
в ролик, закрепленный на нижнем звене, которое поворачивается вверх,
увлекая средний шарнирный узел складывающегося подкоса и переводя
его через «мертвую точку», что вызывает складывание подкоса и убор-
ку ноги силовым цилиндром.

Устойчивость механизма распора как силового элемента при выпу-
щенной ноге обеспечивается стрелой прогиба 2±0,5 мм (центр соеди-
нительного болта 10 звеньев находится ниже прямой, проходящей через
центры головок звеньев) и наличием двух пружин 4, удерживающих
звенья в распрямленном положении, а также помогающих им занять
это положение в конце выпуска ноги. В распрямленном состоянии опор-
ные поверхности 11 звеньев 1 и 8 должны плотно прилегать друг к дру-
гу, а приводной механизм 5 должен нажимать на шток концевого
выключателя.

Гидравлический цилиндр 21 (см. рис. 3.1) уборки и выпуска перед-
ней ноги устанавливается с правой стороны ноги и шарнирно соединя-
ется с рычагом, который имеется на траверсе амортизационной стойки,
и с рычагом на траверсе складывающегося подкоса. Он состоит непосред-
ственно из цилиндра с головкой, штока с поршнем и ввернутой регули-
руемой головкой, дроссельного клапана, золотникового распределителя,
трубопроводов и других деталей.

Для обеспечения плавных и безударных подходов штока с поршнем
к конечным положениям при уборке и выпуске передней ноги в цилинд-
ре имеются дросселирующие устройства, уменьшающие проходные сече-
ния для вытесняемой жидкости, а следовательно, уменьшающие ско-
рость движения штока. При уборке ноги, когда шток выдвигается из
цилиндра, проходное сечение для вытесняемой жидкости уменьшается
вследствие того, что дросселирующий поясок штока входит в суженную
часть задней полости цилиндра. При выпуске ноги, когда шток втягива-
ется в цилиндр, проходное сечение для потока вытесняемой жидкости в
конце хода уменьшается специальным дроссельным клапаном, перекры-
вающим основной канал, в результате чего жидкость вытесняется лишь
через дросселирующие отверстия клапана.

Золотниковый распределитель, установленный на цилиндре, служит
для распределения жидкости в полости уборки и выпуска как от основ-
ной, так и от тормозной гидросистемы.

Рабочий ход поршня — 380±2 мм. Наибольшее усилие по штоку при
давлении 210 кГ1см2-. при уборке ноги — 4 450 кГ, при выпуске ноги —
2 980 кГ.

Замок подвески (рис. 3.3) передней ноги удерживает ее в убранном
положении. Замок установлен в вертикальной плоскости симметрии са-
молета между шпангоутами № 10 и 11- Он состоит из корпуса, штока с
поршнем, возвратной пружины, крюка, защелки, челночного клапана,
перепускного клапана, качалки, возвратной пружины крюка, кронштей
на и тяг крепления замка.

При уборке передней ноги петля на цилиндре амортизационной
стопки подходит к крюку снизу, заходит в направляющую зева замка
давит на крюк. Ролик крюка скользит по защелке и заходит в ее впа-
дину, крюк поворачивается и защелка под действием возвратной пружи-
ны закрывает замок. При этом обжимаются штоки обоих концевых вы-
ключателей, установленных на корпусе замка подвески.

При выпуске ноги шток с поршнем под давлением жидкости выдви-
гается примерно на 10 мм, перемещая защелку. Освобожденный ролик
крюка скользит по хвостовику защелки, а крюк под действием петли
поворачивается и она выходит из зева- На стоянке замок находится в
открытом положении (проверять при осмотре).

Поворотно-демпфирующее устройство передней ноги обеспечивает
поворот колес вправо или влево при включенной системе управления
поворотом колес, а также служит для демпфирования самопроизволь-
ных колебаний (шимми) передней ноги при движении самолета с выклю-
ченной системой управления поворотом колес.

Поворотно-демпфирующее устройство (см. рис. 3.1) состоит из гидро-
привода-демпфера, вертикальной и горизонтальной качалок. Гидропрн-
вод-демпфер (рис. 3.4) состоит из поворотного хомута, двух цилиндров
1, двух поршней 8, двух шатунов 5 и вала 6 с кривошипом 2.

Для поворота колес вправо жидкость под давлением 210 кГ/см1
поступает в среднюю полость корпуса 7 (по стрелке), поршни 8 пере-
мещаются и через кривошипно-шатунный механизм поворачивают вал 6
демпфера. Крутящий момент с вала демпфера передается на вертикаль-
ную качалку 19 (см. рис. 3.1), а от нее через шаровой шарнир — на го-
ризонтальную качалку 18, закрепленную на цилиндре амортизацион-
ной стойки. При перемещении горизонтальной качалки в результате ре-
активного момента происходит отталкивание поворотного хомута в пра-
вую сторону. Поворотный хомут, двигаясь вправо, поворачивает через
шлиц-шарнир колеса относительно неподвижной амортизационной стой-
ки вправо- Для поворота колес влево рабочая жидкость поступает под
давлением в трубопровод 3— действие происходит в обратном направле-
нии. При выключенной системе управления поворотом колес и их коле-
баниях поршни демпфера перегоняют жидкость из одной полости в дру-
гую через специальный жиклер (см. описание системы управления колес
передней ноги в гл. «Гидравлическое оборудование самолета»). Энергия'

Рис. 3.4. Гидропривод-демпфер поворотно-демпфирующего устройства:

1 — цилиндры; 2 — крнвошнп; 3 — трубопровод; 4 — клапаны; 5 — шатун; 6 — вал; 7 — корпус?

8 — поршни
колебаний гасится за счет гидравлических сопротивлений при перетека-
нии масла через жиклер. В поршнях гидропривода-демпфера имеются
перепускные клапаны 4, открывающиеся при повышении давления в од-
ной из полостей свыше 220—260 кГ/см2, что наблюдается при наезде на
препятствие или при посадке со сносом. Полости демпфера заполняются
гидросмесью после установки амортизационной стойки на самолет одно-
временно с заполнением всей гидравлической системы. При этом необхо-
димо следить, чтобы из полостей и трубопроводов был полностью уда-
лен воздух, так как наличие его приведет к вибрации передней ноги.

Колеса передней ноги. Передняя нога шасси имеет два колеса К-288
с пневматическими шинами высокого давления размером 660Х200В.
Колеса неподвижно закреплены на одной общей вращающейся оси. Ось
вращается вместе с колесами в двух радиально-упорных роликовых под-
шипниках, установленных в головке 7 (рис. 3.5) штока амортизационной
стойки. При установке на ось барабаны 2 колес крепятся болтами к
фланцам 6 и удерживаются от проворачивания шлицевым соединением.
Перемещение подшипников ограничивается с одной стороны буртиком,
а с другой — гайкой 10, которой они затягиваются. Гайка контрится
винтами. Для предотвращения выбивания смазки в полость головки
штока подшипники с внутренней стороны закрыты заглушками 12.

Нетормозное колесо К-288 представляет собой литой из магниевого
сплава барабан 2 со съемной ребордой 3, состоящий из двух половин,
соединенных между собой болтами. Съемная реборда удерживается на
барабане от боковых усилий буртиком, а от проворота — насечкой на
буртике и торце реборды. Для предотвращения попадания грязи во внут-
реннюю полость на барабанах усгановлены защитные щитки 1, 4. Дав-
ление в пневматиках колес передней ноги — 8,5+0,25 кГ1см^. Стояноч-
ная усадка пневматиков для взлетных весов — 20—45 мм. В процессе
эксплуатации колес допускается сетка старения шин, проколы их глу-
биной до корда каркаса и порезы длиной не более 40 мм, износ протек-
тора по всей окружности без повреждения первого слоя основного корда.

Механизмы управления створками ниши передней ноги. Ниша перед-
ней ноги закрывается двумя парами створок, расположенными одна за
другой, которые приводятся в действие двумя, не связанными друг с
другом механизмами. При выпущенной передней ноге две передние
створки открыты, а две задние — закрыты.

Механизм управления передними створками состоит из сектора
(рис. 3.6), качалки 6, приводного рычага 3, кулисы 7 с зевом, пружин 5,
13 и других деталей. Устанавливаются механизмы передних створок на
правой и левой стенках ниши между шпангоутами № 9 и 10 и крепятся
к стенкам ниши секторами, а к створкам — кулисами.

Механизмы управления передними створками при уборке и выпуске
шасси приводятся в действие раскосами амортизационной стойки, сталь-
ные накладки которых входят в зевы кулис или выходят из них и по-
средством качалок закрывают или открывают створки. При выпущен-
ном положении передней ноги эти створки открыты и удерживаются в
таком положении секторами механизмов.

Механизм управления задними створками устанавливается на потол-
ке ниши передней ноги между шпангоутами № 11 и 12 и крепится ре-
дуктором к продольной балке болтами. Механизм состоит из следующих
основных деталей и узлов: редуктора 9 (см. рис. 3.1), двух тяг 7, сило-
вого гидравлического цилиндра 8 двустороннего действия. Гидравличе-
ский цилиндр имеет шариковые замки, удерживающие шток в крайних
положениях, что обеспечивает надежную фиксацию створок как в
закрытом, так и в открытом положении.

Цилиндр шарнирно соединен с рычагом 6 на траверсе складывающе-
гося подкоса, а его шток—с рычагом редуктора 9. Через редуктор пере-
дается движение от гидравлического цилиндра к створкам. Редуктор
73
Рис. 3.5. Установка колес передней
ногн:

/. 4— щитки; 2 — барабан колеса; 3 —
съемная реборда; 5 — болт; 6 — фланец;
7 — головка штока амортизационной стой-
ки; 8 — роликовые подшипники; 9 — винт;
1Q, 14— гайки; 11— обтюратор с войлоч-
ным кольцом; 12— заглушки; 13—ось

Рис. 3.6. Механизм управления перед-
ними створками ниши передней ноги:
6 8 — секторы; 2 — раскос амортизацион-
ной стойки; 3 — рычаг, 4. S —осн; 5. 13 —
пружины; 6 — качалка; 7 — кулнса, 10 —
кронштейн; 11 — створка; 12 — болты
(рис. 3.7) состоит из корпуса
1, рычага 6, ведущего зубча-
того сектора 11, ведомой ше-
стерни 15, шариковых 17 и
игольчатых 13 подшипников,
бронзовых втулок 10 и дру-
гих деталей. К корпусу ре-
дуктора крепится концевой
выключатель 2 сигнализации
убранного положения перед-
ней ноги и закрытого положе-
ния задних створок. В процес-
се уборки передней ноги при
складывании подкоса травер-
са (см. рис. 3.1), поворачи-
ваясь, через рычаг 6, гидрав-
лический цилиндр 8, работа-
ющий в этом случае как
жесткая тяга, и редуктор 9
приводит в действие тяги 7,
соединенные одними концами с
поводками редуктора, а дру-
гими со створками. Створки
открываются. После установ-
ки ноги на замок подвески ра-
бочая жидкость поступает в
гидравлический цилиндр, ко-
торый закрывает задние створ-
ки. При выпуске передней ноги
задние створки открывают-
ся гидравлическим цилинд-
ром, а закрываются механи-
чески. При закрытии створок
гидравлический цилиндр 8 ра-
ботает как жесткая тяга. На

Рис. 3.7. Редуктор механизма управления зад-
ними створками ниши передней ноги шасси:

1— корпус; 2— концевой выключатель; 3, 7, 8 — бол-
ты; 4 — поводки; S — масленки; 6 — рычаг; 9 — про-
кладка; 10— втулки; 11— сектор ведущий; 12, 16 —
шайбы; 13 — игольчатый подшипник; 14 — уплотни-
тельное кольцо; 15—ведомая шестерня; 17 — шапн
коподшнпиик

стоянке самолета задние створки открываются подвижными штырями
замков.

ГЛАВНЫЕ НОГИ ШАССИ

Главные ноги шасси — одностоечные, с телескопическим азотно-мас-
ляным амортизатором. Ноги установлены симметрично относительно
продольной оси самолета несколько сзади его центра тяжести и крепят-
ся шарнирно к кронштейнам на нижней панели крыла по нервюрам
№ 7, 8 и 9СЧК.

Главная нога шасси состоит из амортизационной стойки 1 (рис. 3.8)
с шлиц-шарниром 7, тележки 4 с четырьмя тормозными колесами 3, под-
коса-цилиндра 9, уборки и выпуска шасси, механизма запрокидывания
тележки (поз. 8, 6 и 5), замка подвески ноги в убранном положении, а
также механизма управления створками отсека главной ноги шасси.

В выпущенном положении главная нога шасси устанавливается с
наклоном назад и фиксируется подкосом-цилиндром, который удержи-
вается в выпущенном положении цанговым замком. Большие (задние)
створки при этом закрыты, а передняя и средние — открыты. Наклон
главных ног увеличивается по мере увеличения нагрузки и обжатия
амортизационной стойки, при снятии нагрузки — уменьшается.

При уборке ноги жидкость из гидросистемы поступает в цилиндр
створок и подкос-цилиндр. Задние створки открываются, и подкос-ци-


Рис. 3.8. Главная нога шасси:

/ — амортизационная стойка; 2 — шток; 3 — колеса КТ-113; 4 — тележка; 5 — упругая (пру-
жинная) тяга; 6 — двуплечая качалка; 7— шлиц-шарнир; 8 — стабилизирующий амортиза-
тор; 9 — подкос-цилиндр уборки и выпуска шасси; 10 — болты навески амортизационной
стойки и подкос цилиндра

Рис. 3.9. Кинематическая схема главной ноги шасси:

/ — тормозное колесо КТ-113; 2— тележка; 3 — упругая тяга; 4 — качалка; 5 — стабилизирую-
щий амортизатор; 6 — подкос-цилиндр; 7 — амортизационная стойка
линдр, выдвигаясь, убирает амортизационную стойку в отсек гондолы
шасси. При этом тележка поворачивается на 180° вокруг оси подвески и
помещается над амортизационной стойкой (рис. 3-9). Передние створки
по мере уборки шасси закрываются. В убранном положении нога фик-
сируется замком убранного положения.

Большие (задние) створки закрываются и открываются в процессе
уборки и выпуска шасси гидравлическим цилиндром створок главных
ног шасси.

При выпуске ноги жидкость из гидросистемы поступает в цилиндр
створок и в замок убранного положения. Задние створки открываются.
После открытия замка жидкость

поступает в подкос-цилиндр и но-
га выпускается. При этом тележ-
ка разворачивается и устанав-
ливается в нормальное положе-
ние под углом 18° относительно
строительной горизонтали само-
лета (СГС). После окончания
процесса выпуска основной ноги
задние створки закрываются.

Амортизационная стойка
главной ноги шасси состоит из
штампованного цилиндра-тра-
версы 7 (рис. 3.10), стальной
гильзы 13, штока 40, верхнего 6
и нижнего 3 звеньев шлиц-
шарниров, диафрагмы 34 с про-
филированной иглой 31, плун-
жера (поз. 10, 14, 20), поршня
18, зарядного клапана 8, верх-
ней 27 и нижней 33 букс и обой-
мы 30 с уплотнительными коль-
цами. Цилиндр-траверса пред-
ставляет собой штамповку с
проушинами в верхней части для
подвески к узлам крыла.

Рис. 3.10. Амортизационная стойка глав-
ной ноги:

/ — кронштейн для крепления передних и
задних тормозных тяг; 2 — отверстие для бол-
та крепления двуплечей качалки механизма
запрокидывания тележки шасси; 3 — нижнее
звено шлиц-ша рнира; 4 — выступ уха для
крепления стабилизирующего амортизатора;
5 — ухо крепления подкоса-цилиндра уборки
и выпуска ноги: 6 — верхнее звено шлиц-шар-
нира; 7 — цилиидр-траверса; 8 — зарядный
клапан; 9 — стопорное кольцо; 10 — головка
плунжера; 11 — упорное кольцо; 12 — залив-
ная трубка; 13— гильза; 14— труба плунжера;
15 — пружинное кольцо; 16 — упорная втулка;
17 — пружина; 18 — поршень; 19 — направляю-
щая втулка: 20 — тарелка плунжера; 21 —
пружинящее стопорное кольцо; 22, 23 — комп-
рессионные кольца; 24 — пружина; 25— крюч-
ки; 26— бронзовая втулка; 27 — верхняя бук-
са; 28 — золотниковое кольцо; 29— проушниа
для крепления петли подвески; 30 — обойма с
уплотнительными кольцами; 31—профилиро-
ванная игла; 32 — масленка; 33 — нижняя бук-
са; 34— диафрагма с уплотнительными ре-
зиновыми кольцами; 35 — гайка; 36 — упорная
шайба; 37 — гайка; 38—контровочная шайба;

39 — контровочная скоба; 40 — шток; 41 —
вилка для крепления распорной струбцины
Амортизационная стойка заполняется маслом АМГ-10 (ГОСТ
$794—53) в количестве 4 л, а затем заряжается азотом до давления
80+1 кГ!см2 через штуцер с зарядным клапаном 8.

Работа азотно-маслиного амортизатора основана на сжатии азота
и торможении масла при перетекании его через дросселирующие отвер-
стия из одной полости в другую с большими гидравлическими сопротив-
лениями. Поглощая энергию ударов, амортизатор снижает нагрузки на
элементы конструкции самолета, а рассеивая ее — гасит колебания само-
лета. При обжатии амортизатора (прямой ход) азот сжимается и по-
глощает энергию удара, которая, кроме того, поглощается жидкостью
при перетекании ее через дросселирующие отверстия, а так-
же трением уплотнительных манжет и букс. Азот при сжатии
практически не рассеивает энергии, и поэтому поглощенная им энер-
гия аккумулируется, а затем передается на элементы конструкции само-
лета при обратном ходе амортизатора. Жидкость же, помимо поглоще-
ния, рассеивает часть воспринятой энергии, превращая ее в тепло, сле-
довательно, эта доля энергии не будет передана обратно на элементы
конструкции. Когда амортизационная стойка обжата, то усилие в ней
при наезде на неровности определяется в основном только сжатием азо-
та, так как жидкость при этом сравнительно свободно перетекает из од-
них полостей в другие, чем обеспечивается мягкая работа амортизаци-
онного устройства при рулении самолета.

Путь масла в амортизаторе при прямом ходе (при первом ударе и
при ударе из обжатого положения) и при обратном ходе показан на
рис. 3. 11:

а)	нейтральное положение (перед приземлением): шток 1 находится
в крайнем нижнем положении под давлением азота; крючки 8 оттягива-
ют поршень 9 плунжера 6 вниз так, что боковые отверстия в трубе плун-
жера оказываются над поршнем;

б)	прямой ход — первый удар в момент посадки: шток 1 с диафраг-
мой 11, иглой 2 и крючками 8 движется вверх; в полости Б под плун-
жером давление повышается вследствие уменьшения объема и дроссе-
лирования жидкости; под действием давления поршень 9 перемещается
вниз, жидкость в полости над поршнем проходит через открытые отвер

Рис. 3.11. Схема работы амортизатора главной (передней) ноги шасси:
а — нейтральное положение; б — прямой ход при первом ударе; в — прямой ход при
ударе из обжатого положения; г — обратный ход;

1— шток; 2 — профилированная игла; 3 — плавающее кольцо; 4 — цилиндр-траверса 5— верхняя
букса; 6 — плунжер; 7 — пружина; 8 — крючки; 9 — поршень; 10 — тарелка плунжера, 11 — диафрагма
78
стия в плунжере 6, а косые отверстия в днище поршня перекрываются:
для перетекания жидкости остаются лишь каналы с постепенно умень-
шающейся глубиной в профилированной игле 2, а также зазор между
иглой и расточкой в тарелке плунжера, что и обеспечивает большое со-
противление перетеканию жидкости из полости Б в полость А; одновре-
менно через отверстия в верхней буксе 5 жидкость из полости А пере-
текает в кольцевую полость В, а из полости Б — в полость В через от-
верстия в штоке; по мере движения штока вверх растет давление азо-
та, которое при полном обжатии амортизатора достигает
350—450 кГ/см2;

в)	прямой ход при ударе из обжатого положения (наезд на препят-
ствие): после восприятия энергии первого удара и уравновешивания
давления в полостях над тарелкой плунжера и под ней пружина 7 пере-
мещает поршень 9 вверх до упора, открывая косые отверстия в днище
поршня и боковые отверстия в плунжере; при повторном ударе при дви-
жении штока вверх для масла открывается дополнительный путь через
открывшиеся отверстия, что резко уменьшает гидравлическое сопротив-
ление при перетекании жидкости из полости Б в полость А, в резуль-
тате чего амортизация смягчается;

г)	обратный ход: под давлением сжатого азота шток движется вниз,
объем полости Б увеличивается и жидкость перетекает в нее из поло-
сти А; бронзовое плавающее кольцо 3 перекрывает путь маслу из коль-
цевой полости В в полость А через отверстия в верхней буксе; масло из
полости В перетекает в полость А лишь через узкую щель в разрезном
плавающем кольце 3, а из полости В в полость Б лишь через калибро-
ванные отверстия в штоке, что и обеспечивает торможение штока при
обратном ходе; в конце обратного хода для смягчения удара верхней
буксы об упорную гильзу калиброванные отверстия в штоке перекры-
ваются опорной гильзой, уменьшая проток масла, чем достигается до-
полнительное торможение штока.

Для обеспечения нормальной работы амортизатора необходимо си-
стематически проверять правильность зарядки амортизационной стойки
азотом и маслом по высоте видимой части штока. При нормальной
зарядке эта высота должна быть в пределах 100—45 мм для взлетных
весов и 120—55 мм для посадочных весов самолета. Если же количе-
ство жидкости или давление азота будет меньше потребного, то при
грубой посадке шток амортизационной стойки может выбрать весь
свой ход. При этом не произойдет полного поглощения энергии удара
и элементы конструкции самолета могут получить недопустимо боль-
шие перегрузки. Если же количество жидкости или давление азота
больше потребного, то амортизационная стойка становится излишне
жесткой. Поэтому когда усадка амортизатора не соответствует данным
таблицы, расположенной на цилиндре амортизационной стойки, необ-
ходимо проверить давление в ней и, если оно не соответствует таблич-
ному, дозарядить ее азотом.

Если после дозаправки амортизационной стойки азотом обжатие ее
велико, то стравить давление азота, проверить количество рабочей
жидкости и при необходимости дозарядить стойку маслом. Для чего
нужно на самолете, установленном на подъемники, при полностью
выдвинутом штоке медленно (в течение 10—15 мин, чтобы предотвра-
тить выброс масла) стравить азот через зарядный клапан с помощью
специального приспособления, дать маслу в течение 1 ч отстояться, вы-
вернуть зарядный клапан и долить необходимое количество масла
АМГ-10. Затем опустить подъемниками самолет до полного обжатия
амортизатора—излишек масла вытечет через зарядный штуцер. Снова
поднять самолет подъемниками и зарядить амортизационную стойку
азотом до давления 80+1 кГ)см2. Герметичность зарядного клапана
проверяется мыльной эмульсией, а герметичность масляной полости —
Рис. 3.12. Тележка главной ноги:

1 — гайка крепления колеса иа оси; 2 — оси колес; 3 — масленки; 4, 12 — тормозные рычаги с
фланцами; 5— болты, удерживающие ось от проворачивания; 6— штуцер; 7 — пустотелый бо.чт
со штуцером; 8 — балка; 9 — узел подвески тележки; 10 — кронштейн крепления тормозных тяг,
11 — резиновый буферный упор, 13, 15 — тормозные тяги; 14 — метелка заземления

по отсутствию подтекания масла по поверхности штока. Уровень масла
при полном обжатии амортизационной стойки главной ноги должен сов-
падать с нижним обрезом заливной трубки 12 (см. рис. 3.10), а при пол-
ном обжатии амортизационной стойки передней ноги — с нижним краем
отверстия под зарядный клапан.

Тележка (рис. 3.12) главной ноги шасси состоит из продольной
балки 8 в виде изогнутого пустотелого бруса круглого сечения, выпол-
ненного из высокопрочной стали ЭИ-643. По концам балки в ее голов-
ках закрепляются оси 2 колес, а в середине — узел 9 подвески тележки
к амортизационной стойке. На осях колес свободно надеты тормозные
рычаги 4 и 12, к фланцам которых болтами прикреплены тормозные
барабаны передних и задних колес. Тормозные рычаги и барабаны
удерживаются от проворачивания тормозными тягами 13 и 15. По-
следние передают на шток амортизационной стойки усилия, возника-
ющие в тормозных устройствах при торможении. Тормозные барабаны
обращены к балке тележки. Под балкой установлены два упора 14
(см. рис. 3.15) под головки домкратов, используемых при монтаже и
демонтаже колес. На балке тележки имеется резиновый буферный
упор-ограничитель 11 и метелка заземления 14 (рис. 3.12). Назначение
упора-ограничителя — создавать натяг при убранной и запрокинутой
тележке вследствие деформации резины при упоре буфера в шток
амортизационной стойки. Для контроля за расходом смазки
ЦИАТИМ-203, в оси подвески тележки вставлен указатель, выход го-
ловки которого за торец корпуса оси сигнализирует о необходимости
наполнения смазки.

Колеса главных ног шасси. На тележке главной ноги установлено
по четыре тормозных колеса КТ-113 с шинами 930Х305В. Каждое ко-
лесо снабжено дисковым тормозом и инерционным датчиком автомата
торможения. Колесо (рис. 3.13) изготовлено литьем из магниевого
сплава и представляет собой барабан с двумя ребордами, одна из кото-
рых съемная (16) для монтажа и демонтажа шины. Барабан колеса
устанавливается на оси тележки на двух конических радиально-упорных
подшипниках. Наружные кольца подшипников запрессованы в гнезда
ступицы барабана, а внутренние кольца с роликами надеваются на ось
тележки и закрепляются гайкой. Для предохранения подшипников от
излишней затяжки и сохранения осевого натяга между ними на ось на-
девается распорная втулка 12. От осевого перемещения колесо удер-
живается гайкой, которая контрится болтом.
Рис. 3.13. Колесо КТ-113:

7 — барабан; 2 — узел растормаживания; 3 — фланец

тормозного рычага; 4 — головка штока амортизацион-
ной стойки; 5 — шестерни привода датчика автомата
торможения; 6 — датчик автомата торможения; 7 —
тормозной цилиндр; 8— шина колеса; 9— дисковый
тормоз; 10_—сальник: 11— ось; 12— распорная втул-
ка; 13 — гайка; 14, 17 — щитки; 15 — шпонки; 1G —
съемная реборда; 18 — крепление биметаллических
дисков; 19 — прижимный диск; 20 — зажим втулки
регулятора зазора; 21 — металлокерамические диски

Рис. 3.14. Схема работы регулято-
ра зазора между дисками тормоз-
ного колеса (колесо заторможено
сигнализатор утоплен заподлицо

со втулкой, указывая, что пакет
дисков необходимо менять):

1 — штырь-сигнализатор износа дис-
ков; 2—стержень с нарезкой; 3 — пла-
стинчатая пружина; 4 — узел растор
маж'лвания; 5 — поршень; 6 — тормоз-
ной цилиндр; 7 — блок цилиндров; Я —
прижимный диск

Дисковый тормоз колеса состоит из корпуса, в котором размещен
пакет дисков, включающий четыре металлокерамических 21 и три би-
металлических диска; блока с восемью гидравлическими цилиндра-
ми 7; прижимного диска 19; инерционного датчика 6 и других деталей.

Металлокерамические диски изготовлены из отдельных секторов,
склепанных попарно на стальном каркасе. Сектор представляет со-
бой каркас из листовой стали, к которому с одной стороны
припечен слой металлокерамики ФМК-11. Металлокерамические диски
шипами стальных каркасов входят в пазы барабана колеса и вращают-
ся вместе с ним. Биметаллические диски состоят из отдельных секто-
ров, склепанных попарно на стальном кольце. Сектор изготовлен из
листовой стали и залит с одной стороны легированным чу-
гуном марки ЧНМХ. Шипами секторов биметаллические диски входят
в пазы корпуса тормоза. Прижимный диск состоит из стального кар-
каса, к которому приклепаны биметаллические секторы. Посредством
шипов каркаса прижимный диск входит в пазы корпуса тормоза. Рабо-
чие полости всех тормозных цилиндров соединены между собой коль-
цевым каналом, в который через общий штуцер подается рабочая жид-
кость для торможения колес. Для стравливания воздуха из блока ци-
линдров и замера давления в блоке имеется специальный клапан с
заглушкой.

Инерционные датчики автомата торможения УА-27М/13-14 крепятся
двумя болтами к корпусу тормоза. Шестерня 5 инерционного датчика 6
входит в зацепление с шестерней на ступице барабана колеса.

При подаче жидкости в тормозные цилиндры поршни перемещают-
ся в осевом направлении, выбирают первоначальный зазор 3,5—5 мм
между дисками и затем прижимным диском 19 сжимают весь тормозной
пакет — колесо затормаживается. Одновременно прижимный диск
увлекает за собой штоки восьми узлов 2 растормаживания, сжимая их
возвратные пружины, которые расположены в узлах регулировки зазо-
ров между тормозными дисками.

При соединении линии тормозов со сливом пружины увлекают при-
жимный диск в исходное положение, поршни смещаются в обратном
направлении и колесо растормаживается.

Регулятор зазора представляет собой втулку, на которую надета
пружина узла 2 растормаживания. Во втулке установлен стержень, ко-
нец которого гайкой крепится к прижимному диску. Стержень удер-
живается во втулке силами трения, зависящими от затяжки болтов
зажима 20 втулки. По мере износа дисков сжатие пружин при заторма-
живании увеличивается, пока пружины не будут ежа гы полностью.
После этого прижимный диск начнет перемещаться в осевом направле-
нии за счет вытягивания стержней из втулок. При растормаживании
колес прижимный диск не доходит до первоначального положения, так
как усилие возвратной пружины меньше сил трения стержня, что и
обеспечивает сохранение зазора в пакете дисков в пределах 3,5—5 мм
по мере износа тормозных дисков.

На новых модификациях колес по окружности тормозного устройства
установлены четыре регулятора зазора (рис. 3.14), представляющие со-
бой стержни 2 со специальной конической нарезкой, которая позволяет
проходить стержню через пластинчатую пружину 3 по мере износа ди-
сков. Назад же при растормаживании колес прижимный диск 8 смеща-
ется под действием возвратных пружин узлов 4 растормаживания на
величину 3,5—5,0 мм, так как имеется свободный ход относительно кон-
ца стержня. Движение стержня назад исключается пластинчатой пру-
жиной и нарезкой на стержне.

Для колес типа КТ-113 могут использоваться шины модели 10 или
модели 7. Давление в шинах модели 10 может быть 8,5+0'5 кПсм2, а в
шинах модели 7—6,5+0,5 кГ/см2.

Стояночная усадка пневматиков в диапазоне взлетных весов для
модели 10— 50—60 мм, для модели 7 — 60—70 мм, а в диапазоне поса-
дочных весов: для модели 10 — 45—55 мм, для модели 7 — 55—65 мм

На шинах колес в процессе их эксплуатации допускается: сетка ста-
рения на поверхности шины, проколы и порезы глубиной до первого
корда каркаса длиной не более 40 мм; износ протектора по всей окруж-
ности без повреждения первого слоя корда. Шины с большим износом,
с более глубокими порезами и проколами подлежат замене.

Маслопровод к тормозам колес каждой главной ноги шасси состоит
из двух раздельных линий подвода масла к тормозным устройствам пе-
редних и задних колес. Трубопроводы закреплены на амортизационной
стойке и тележке главной ноги и состоят из гибких шлангов, непод-
вижных и подвижных соединений, шарнирных сочленений, распредели-
тельных устройств. Распределительные устройства находятся внутри
осей колес и соединены с трубопроводами пустотелыми болтами
7 (см. рис. 3.16) Масло по каналам в оси подводится через пустотелые
болты 9 (рис. 3.15) и далее по соединительным трубкам попа-
82
Рис. 3.15 Тормозная про-
водка тележки гпанной
ноги шасси:

1 — тормозные рычаги; 2 —
головка балки; 3 — бронзо-
вая втулка; 4 — распредели-
тель, 5 — ось; 6 — резино-
вые уплотнительные кольца;
7 — заглушка; 5 — каналы
для протока рабочей жид-
кости; 5 — пустотелый болт;

10 — поршень; 11 — нажим-
ный диск; 12 — трубопровод
подвода рабочей жидкости
к тормозам колес; 13 — ко-
леса КТ-113; 14—упор под
головку домкрата

1-1

дает в кольцевые каналы тормозных фланцев и через выходной штуцер
трубопровода 12 — в тормозные барабаны.

Механизм запрокидывания тележки главной ноги шасси служит для
установки тележки относительно амортизационной стойки в убранном
положении колесами вверх, а в выпущенном положении — с наклоном
передних колес вниз на 18°. Механизм запрокидывания состоит из ста-
билизирующего амортизатора 5 (см. рис. 3.9), качалки 4 и упругой
тяги 3. При уборке ноги стальное ухо, ввернутое в шток подкоса-ци-
линдра, поворачивается вокруг оси шлиц-шарнира и рычагом давит на
стабилизирующий амортизатор, качалку и упругую тягу, заставляя те-
лежку поворачиваться вокруг оси подвески. Наличие в механизме за-
прокидывания упругих звеньев (стабилизирующий амортизатор, упру-
гая тяга) предохраняет его от разрушения при обжатии амортизацион-
ной стойки в процессе движения самолета по земле, а также при вы-
движении штока амортизационной стойки на взлете.

В процессе уборки и выпуска шасси стабилизирующий амортизатор
и упругая тяга работают как жесткие тяги, так как начальная зарядка
стабилизирующего амортизатора и предварительная затяжка пружин
упругой тяги (1 500 кГ) превосходит усилия, возникающие при запроки-
дывании тележки. В результате обжатия стабилизирующего амортиза-
тора и растяжения упругой тяги тележка может плавно переезжать пре-
пятствия высотой до 200 мм.

Стабилизирующий амортизатор (рис. 3.16) состоит из цилиндра 3,
штока 2, упорной гайки 5, буксы 8, плунжера 9, зарядных клапанов
6 и 7. Полость А амортизатора заряжается азотом через клапан 6 до
давления 130±5 кГ1см?. Уплотнительная полость Б заполняется смазкой
ЦИАТИМ-203 при выдвижении плунжера 9 на 3 мм от торца буксы
(при этом надо стравить давление азота). При стоянке самолета давле-
ние в полости А должно быть 175j;8 кГ/с.м2. Упругая тяга (рис. 3 17)
представляет собой двойную механическую пружину одностороннего
действия, работающую на растяжение.
1

Рис. 3.16. Стабилизирующий амор-
тизатор:

1 — ушко крепления к рычагу уха подко-
са-цилиидра; 2—шток; 3—цилиндр; 4 —
компрессионное кольцо; 5 — упорная гай-
ка; 6, 7 — зарядные клапаны; 8— букса*

9 — плунжер; 10 — штифт

Подкос-цилиндр уборки и вы-
пуска главной ноги (рис. 3.18) од-
новременно является силовым и ки-
нематическим элементом, посредст-
вом которого нога, убирается, вы-
пускается и удерживается в выпу-
щенном положении. На подкосе-ци-
линдре расположен золотниковый
распределитель для подвода рабо-
чей жидкости в соответствующие
полости и концевой выключатель
зеленой лампы сигнализации выпу-
щенного положения главной ноги.

Для предотвращения резкого-
срыва ноги с замка подвески в на-
чальный момент выпуска в подко-
се-цилиндре имеется ступенчатый
дроссель 3, тормозящий движение-
штока, а для безударной постанов-
ки ноги на замок подвески при
уборке на штоке имеется дроссели-
рующее кольцо (рабочий ход што-
ка 740 мм). При выпущенной ноге
обойма 6 входит в зацепление с
цангой 5, которая в свою очередь-
распирается плунжером 7 цангово-
го замка. В момент закрытия цан-
гового замка стержень 14 через ка-
чалку 2 обжимает концевой выклю-
чатель 1 сигнализации выпущен-
ного положения главной ноги.

Замок подвески главной ноги,
кроме фиксации главной ноги в уб-
ранном положении, обеспечивает
необходимую последовательность в
работе гидравлических агрегатов
при уборке и выпуске шасси. Уста-
новлен замок подвески на перед-
нем редукторе механизма задних
створок гондолы шасси, закреплен-
ном па втором лонжероне крыла.

Замок (рис. 3.19) состоит из
корпуса, крюка 9, защелки 8, зо-
лотника 10, поршня 7 и других де-
талей. При выпущенном положе-
нии шасси замок открыт и само-
произвольно закрыться не может.
При уборке шасси петля подвески
входит в зев паза замка, скользит

по нему, поднимая крюк. В верх-
нем положении крюк запирается защелкой, золотник замка переме-
щается, пропуская жидкость через штуцера 3 и 4 к цилиндру
задних створок на их закрытие. Одновременно с закрытием замка за-

щелка упором нажимает на шток концевого выключателя, расположен-
ного на замке и сигнализирующего об убранном положении ноги совме-

стно с концевым выключателем, установленным на цилиндре задних
створок. Сигнальная лампа загорается после срабатывания обоих вы-
ключателей, которые соединены последовательно. Поршень 7 служит
84
У-
д-
и-
:т-
м-
У-
и—
1Й
0-
ie
1Ь
У-

о
1-
)-
й
ie
$-
и

е-
с
ь.

Рис. 3.17. Упругая тяга:

у — крышка; 2—поршень; 3—стержень; 4 — цилиндры; 5 — тарельчатая пружина; 6 гайка:
7 — букса; 8 — ухо

J 4

*2	1

Рис. 3.18. Подкос-цилиндр

1 — концевой выключатель; 2 — качалка;

5—цанга; 6 — обойма цангового замка;
шеиь; 10 — цилиндр;

Рис. 3.19. Схема работы замка подвески главной ноги:
а — закрытое положение; б — открытое положение;

/—6 — штуцера; 7 — поршень со штоком; 8 — защелка; 9— крюк; 10 — золотник; 11— перепускной1
клапан

главной ноги (убранное положение ноги):

3— ступенчатый дроссель с пружиной; 4, 11 — штуцера

7 — плунжер цангового замка; 8 — пружина; 9 — пор-

12 — букса; 13 — шток; 14 — стержень

для открытия замка при аварийном выпуске шасси (рис. 3.19, б).

Механизмы управления створками ниши главной ноги. Ниша глав-
ной ноги после уборки шасси закрывается створками (рис. 3.20) трех
видов: щитком 1, двумя передними боковыми створками 4 и двумя зад-
ними боковыми створками 10. Щиток 1 прикреплен жестко к подкосу-
цилиндру 3 и закрывает вырез для него прн убранном шасси. Передние
боковые створки подвешены на кронштейнах 5 к петлям 6, установлен-
ным на каркасе гондолы шасси. При выпущенном положении главной
ноги эти створки открыты, а при убранном положении они закрываются
посредством тяг 7, соединяющих створки с кронштейнами на траверсе
Рис. 3.20. Схема управления створками ниши главной ноги:

/ — щиток; 2, 5—кронштейны; 3 — подкос-цилиндр; 4 — передняя боковая створка: G — петля:
7 — тяга; 8 — траверса амортизационной стойки; 9 — гидравлический цилиндр; 10 — задняя створ-
ка; // — приводные механизмы с редуктором; 12— приводные тяги: 13— замок подвески главной
ноги; 14 — карданные тяги

амортизационной стойки. В убранном положении створки закрываются
с некоторым натягом, предупреждающим их отсасывание в полете. На-
тяг створок в закрытом положении достигается изменением длины тяг 7.

Задние боковые створки 10 приводятся в действие приводными ме-
ханизмами, установленными в гондоле шасси. Задние створки закрыты
как в выпущенном, так и в убранном положении шасси и открываются
лишь в процессе уборки и выпуска главных ног.

Механизм управления задними створками состоит из гидравлическо-
го цилиндра 9 двустороннего действия, переднего ведущего и заднего
ведомого механизмов 11с редукторами, двух промежуточных кардан-
ных тяг 14, соединяющих оба редуктора, четырех приводных тяг 12
створок.

Гидравлический цилиндр 9 (рис. 3.20 и 3.21) имеет два штока, один
из которых шарнирно прикреплен к кронштейну на заднем лонжероне
крыла, а другой соединен с приводным рычагом ведущего редуктора,
четыре шариковых замка, фиксирующих крайние положения штока и
самого цилиндра, золотниковый распределитель, два перепускных ша-
риковых клапана, три механических привода, концевой выключатель

Рис. 3.21. Гидравлический цилиндр механизма управления задними створками отсека
главной ноги:

1—ушки; 2г /У —штоки; 3, 14— головки цилиндра; 4, 13—плунжеры малые; 5 — гайка; 6, 12 —
кочьца; 7 — плунжеры большие; 8 — пружины; 9 — механические приводы; 10, 25 — обоймы:
15 — направляющий хомут; 16—гайка; 17 — уплотнительное резиновое кольцо; 18— буксы; 19 —
головка механического привода; 20— толкатель перепускного шарикового клапана; 21— золот-
никовый распределитель; 22 — накидная (соединительная) гайка; 23 — штуцер подвода рабочей
жидкости на открытие створки при уборке шасси; 24 — штуцер подвода рабочей жидкости иа
закрытие створок после выпуска шасси
Рис. 3.22. Раздвижная тяга:

1, 22— ушки; 2 — контровочная гайка; 3 — боуден; 4—трос; 5 — упоры; 6 — заделка троса; 7 —
ручка; 8 — наконечник; S — пробка; 10 — втулка троса; 11 — упорная шайба; 12 — винт; 13 — пру-
жина; 14 — плунжер; 15 — муфта; 16, 19 — трубы; 17—цанга; 18 — заклепка; 20. 2/— втулки

сигнализации убранного положения главной ноги и закрытого поло-
жения задних створок. Редукторы механизма задних створок выполнены
так же, как и в механизме задних створок передней ноги.

Открываются и закрываются задние створки в процессе уборки и
выпуска шасси гидравлически.

На стоянке самолета можно открыть внешнюю заднюю створку каж-
дой гондолы, для чего тяги (рис. 3.22) на внешних створках выполнены
раздвижными и имеют цанговые замки. Для снятия тяг с цанговых
замков и открытия этих створок необходимо открыть два лючка на
внешней створке и потянуть за имеющиеся под лючками ручки с троса-
ми. Для закрытия створки ее необходимо захлопнуть. Чтобы проверить,
находятся ли створки в закрытом положении и встали ли тяги на цанго-
вые замки, необходимо к передней части створки приложить усилие
около 70—80 кГ, направленное вниз.

При выпущенном шасси задние створки закрываются не полностью,
допускается провисание до 10 мм. В убранном положении шасси прови-
сание створок недопустимо.

СИГНАЛИЗАЦИЯ ПОЛОЖЕНИЯ НОГ ШАССИ

На самолете имеется сигнализация положения ног шасси трех видов:
световая, звуковая и механическая. Световая сигнализация положения
ног шасси осуществляется с помощью трех зеленых и трех красных ламп,
установленных,1 на щитке ППС-2МК сигнализации положения шасси,
расположенном на левой приборной доске. Зеленые лампы сигнализи-
руют о выпущенном положении каждой ноги и загораются от концевых
выключателей, расположенных на механизме распора передней ноги и
подкоса-цилиндра главных ног. Красные лампы сигнализируют о том,
что каждая нога встала на замок подвески и все створки закрыты Эти
лампы загораются при срабатывании двух концевых выключателей для
каждой ноги, соединенных последовательно и расположенных на замках
подвески и механизмах управления задними створками ниш шасси.

Кроме ламп, на щитке сигнализации шасси имеется табло «Выпусти
шасси», которое загорается одновременно с включением сирены, си-
гнализирующей о невыпущенном шасси или неполностью выпущенной
хотя бы одной ноге шасси при установке рычагов управления двигате-
лями в положение малого газа. В этом случае концевые выключате-
ли, установленные у рычагов управления двигателями правого пило-
та, включают цепь сирены и табло «Выпусти шасси». При необходимости
сирену можно выключить кнопками, расположенными на мотопульте
правого пилота.

Механическая сигнализация имеется только для передней ноги и
включает сигнальный флажок с приводным механизмом на механизме
распора. При полностью выпущенной передней ноге флажок поворачи-
вается своей гранью к окошку в полу кабины экипажа, а в убранном
положении ноги видно только ребро флажка.

Назначение концевых выключателей, расположенных на элементах
шасси. На передней ноге шасси размещены следующие концевые вы-
ключатели.

1.	На механизме распора — А812В, который:

а)	включает зеленую лампу сигнализации выпущенного положе-
ния ноги;

б)	отключает цепь питания крана ГА-163 из системы поворота пе-
редних колес при уборке ноги;

в)	подготавливает цепь звуковой сигнализации на случай посадки
с убранным шасси и отключает звуковую сигнализацию положения
закрылков.

2.	На шлиц-шарнире — ДП-702. Он отключает цепь управления по-
воротом колес после отрыва передней ноги и отключает систему АУАСП
после посадки.

3.	На замке подвески (правый)—А812В. Он подготавливает цепь
питания красной лампы сигнализации убранного положения перед-
ней ноги.

4.	На замке подвески (левый) — А812В. Он отключает наземные ро-
зетки СНУ после уборки передней ноги.

5.	На редукторе механизма задних створок—А812В. Он включает
красную лампу сигнализации убранного положения передней ноги и за-
крытого положения задних створок.

На главной ноге шасси размещены следующие концевые выключа-
тели.

1.	На подкосе-цилиндре — ДП-702, который:

а)	включает зеленую лампу сигнализации выпущенного положения
главной ноги;

б)	подготавливает цепь управления интерцепторами;

в)	подготавливает цепь звуковой сигнализации на случай посадки
субранными шасси и отключает цепь звуковой сигнализации закрылков.

2.	На цилиндре амортизационной стойки, связанной с верхним зве-
ном шлиц-шарнира, — ДП-702, который при обжатой стойке:

а)	включает реле блокировки выпуска интерцепторов;

б)	включает шунтирующие сопротивления в обогрев стекол;

в)	выключает противообледенитель стабилизатора, обогрев датчика
РИ0-2М, самописец КЗ-63; полетный загружатель руля направления;

г)	выключает преобразователь ПО-500 на земле в случае его автома-
тического включения в полете;

д)	выключает лентопротяжный механизм прибора МСРП-12 (толь-
ко на левой ноге шасси);

е)	блокирует уборку шасси на земле (только на правой ноге шасси).
Примечание. Функции по пп. а, б, в и г выполняются одновременно концевы-
ми выключателями на обеих ногах шасси.

3.	На замке подвески —А812В. Он подготавливает цепь красной
лампы убранного положения главной ноги.

4.	На цилиндре механизма задних створок — А812В. Он включает
красную лампу сигнализации убранного положения главной ноги и за-
крытого положения задних створок ее ниши.

5.	На щитке подкоса-цилиндра — А812В. Он включает противопо-
жарную систему в случае посадки самолета с убранным шасси.

ГЛАВА 4

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ

Для управления самолетом имеются основные и вспомогательные
органы. На самолете установлено двойное управление, обеспечивающее
возможность одновременного или раздельного пилотирования самоле-
та обоими пилотами со своих рабочих мест.

Основными органами управления самолетом относительно его трех
взаимно перпендикулярных осей являются руль высоты, руль направле-
ния и элероны, которые приводятся в действие с помощью системы
жестких тяг и качалок, соединяющих рули и элероны с колонками уп-
равления, педалями и штурвалами обоих пилотов, расположенными в
кабине экипажа. Посредством педалей и дополнительной кинематики
осуществляется также управление поворотом колес передней ноги при
движении самолета по земле и клапанами основного торможения колес
главных ног шасси.

Жесткая проводка управления, выполненная из тонкостенных дю-
ралюминиевых тяг, в отличие от гибкой (тросовой) не вытягивается, что
повышает чувствительность и надежность управления (тросы, особен-
но при большой длине, «пружинят» вследствие упругой деформации и
у пилота создается впечатление, что управление «люфтует», т. е. рычаг
управления движется, а орган управления не отклоняется). Кроме то-
го, жесткая проводка имеет меньшее трение в сочленениях и более
живуча по сравнению с гибкой. Однако жесткая система управления
имеет больший вес, чем гибкая.

Все основные органы управления самолетом снабжены триммерами
или триммерами-флетнерами, назначение которых создавать шарнир-
ный момент, обратный шарнирному моменту руля, и удерживать его в
отклоненном пилотом положении (триммеры как бы заменяют мускуль-
ную силу пилота). Руль высоты имеет триммеры, управляемые элект-
рически с помощью электромеханизма или вручную с помощью штурва-
лов и тросов. Руль направления снабжен триммером-флетнером, кото-
рый отклоняется: как триммер — электромеханизмом и как флетнер —
автоматически при отклонении руля за счет кинематики. Если бы трим-
мер был выполнен отдельно от флетнера, то своего положения при от-
клонении руля не менял. На внутренних секциях разрезных двухсекци-
онных элеронов имеются триммеры-флетнеры, а на внешних — флет-
неры.

В систему управления рулями высоты, направления и элеронами
включены рулевые машины автопилота АП-6ЕМ-ЗП, обеспечивающие
автоматическое отклонение рулей и элеронов при пилотировании само-
лета автопилотом. Рулевая машина автопилота представляет собой
электродвигатель, крутящий момент которого передается на барабан,
соединенный тросами с секторными качалками систем управления
рулями и элеронами. Автопилот можно включать в режимах прямоли-
нейного горизонтального полета, прямолинейного набора высоты или
снижения. Для быстрого отключения автопилота имеются кнопки на
штурвалах обоих пилотов.

Для предохранения рулей и элеронов, а также систем их управления
от поломок, повышенного износа и образования люфтов вследствие воз-
действия порывов ветра и спутных струй воздушных винтов или исте-
кающих газов работающих двигателей других самолетов на стоянке
предусмотрено стопорение рулей и элеронов. Оно осуществляется по-
средством механизмов, управляемых с помощью тросовой проводки ру-
кояткой стопорения, расположенной в задней части пульта левого пи-
лота. Чтобы самолет не смог взлететь с застопоренными рулями, систе-
ма стопорения сблокирована рычагами управления двигателями, что
исключает возможность запуска двигателей при застопоренных рулях.

Вспомогательными органами управления на самолете являются за-
крылки, стабилизатор и посадочный щиток, управление которыми осу-
ществляется с помощью электромеханизмов, а также интерцепторы,
которые выпускаются и убираются двумя гидроприводами. Электроме-
ханизмы закрылков стабилизатора и посадочного щитка управляются
переключателями, расположенными на пультах левого и правого пило-
тов (преимущество в управлении имеет левый пилот). При нажатии пе-
реключателя левого пилота цепь питания переключателя правого пилота
размыкается, что предотвращает возможность поломки электромеханиз-
ма при одновременном включении его одним пилотом на выпуск, а дру-
гим на уборку. Таким образом, второй пилот может управлять соот-
ветствующим электромеханизмом только в том случае, когда переклю-
чатель левого пилота находится в нейтральном положении. Интерцеп-
торы управляются переключателем, расположенным на пульте левого
пилота, с помощью кнопки, находящейся под гашеткой, установленной
на правом роге штурвала левого пилота. Правый пилот управлять ин-
терцепторами не может.

Автоматы защиты сетей (АЗС) электрических агрегатов системы
управления расположены на панели АЗС левого пилота (на левом бор-
ту впереди левого пилота, рис. 4.1), а АЗС указателей положения за-
крылков, щитка и стабилизатора— на правой панели АЗС (рис. 4.2).
Автоматы защиты сетей агрегатов автопилота размещены на левой па-
нели АЗС. Все электрические агрегаты системы управления (за исклю-
чением электромеханизмов управления закрылками, посадочным щит-
ком, стабилизатором и автопилота) подсоединены к аварийной сети са-
молета, питающейся в случае выхода из строя всех генераторов от ак-
кумуляторных батарей. Указатели положения закрылков, посадочного
щитка и стабилизатора также подсоединены к аварийной сети. При пе-
реключении питания основной сети на аварийную на табло опасных ре-
жимов загорается сигнальная лампа с надписью «Аккумуляторное пи-
тание».

Продольное управление самолетом осуществляется рулем высоты,
путевое — рулем направления, поперечное — элеронами. Руль высоты
и элероны приводятся в действие пилотом вручную посредством колонок
и штурвалов. В целях улучшения характеристик зависимости усилий
на штурвале от угла отклонения элеронов в любом диапазоне скоростей
в системе управления элеронами установлен постоянно включенный
пружинный загружатель, создающий дополнительную нагрузку на
штурвале по мере его поворота.

Управление рулем высоты и элеронами не связано с гидросистемой
п нагрузка на колонке и штурвале создается от аэродинамических шар-
нирных моментов рулей, инерционных сил систем управления и рулей,
а также от сил трения в проводке управления. Для уменьшения усилий
90
пг

ST

7 S3

Триммеры

Мар
кольиеб
гидроцси
лит

Элероны
ЛвЬ	Проб

9	§

5	5

Гидроцсипит Демпфер Рыскания
мех а низ	/канал 2 канал

Рис 4 1 Панель АЗС левого пилота

							
ЭМИ-ЗРТИ УКАЗАТЕЛИ СИРЕМЯ ЕИГНЯЛИ!.  ~ ЛЕВ	ПРЯВ | ЩИТКА |	[падения  ф	ф	ф	ф	ф		МАДДЫ В К R Б И Н Ь‘| Я&Т 0 М А		т СБРОС	f	ОГВЕШЕНИГ^.  & давления СПО-4	крдсмос. 1  ф	ф	ф			
		двигатель Itdphosd  Ф 1 Ф	Ф					
9 9  2	2	ЗПКРЬШНОРз	ДАВЛЕНИЯ ЛЕЬЫИ | П PR БЫИ1	ОБОГРЕВ	л ,  ПАбИЛИЗЯТОрЯ	ФПНЯРР	КИ-13  2	2	2	5	5	2	5	5	5						
топливомГр	"ко'^йдиСГиан'йРП&КниЕ еГоздух?Г			СИГНЯЛИ31 ВЕНГИ  ДВЕРЕЙ |ЛЯТ0РЫ  ЛЮКСВ 1КИПАЖА  1 *  9	9  5	10		ТРДИСПА ГАНТ	НПГВСЩЕНИЕ
	Я ВТ DM ПТ | я Р Т В	ОРТ					БЕЛ ОЕ  КА Б И Н Ы  Ф  ИЛ.К1К0В ШАССИ 9  5  ГТ
Ф	Ф  9 9  2	2	1 ТХ I ВЬР ф	ф	ф  9	9	9  2	2	2	к в Б и н ы ф	1	ф	1	ф  з кип яжр|передмей1задней  9	9	9  г	г	г					
р ркходрЛр  ЛЕВЫЙ j ПРАВЫЙ ф	ф  9 2	2  Ф	ф  П Р 0 Т И В 0	(АЭРОДРОМ^ П Р £ □ Б PR	3 0 6 Я Т Е Л И					
	питиние] ПО-М00  1	’156 |рвЗЕРВИ|РЯБ0мИИ  ф	Ф	Ф  <g>	§	f  2	2	2  ф	ф	Ф  □ Б Л Е Д Е НИТЕ ЛИ	ПТ-ЮОСВД РЕЗЕРВНЫЙ  Ф  9  5  Ф ОБОГРЕВ СТЕКЛЯ шт у р м , ф  9 г  Ф	,п„ „ |nT-1DDUU  <пр-д |рдбочи  Ф	Ф  2	5  теЗмо мет*Ры	&| к  ф ВЕНТ ИЛЯЦ.	ЙДИО&ЬНО-	ЗУЛ-5 3  ОМЕР 1	1  Ф	Ф  9	9  2	2  Ф	Ф	Ф  К У Р с- МП		
ДВИГАТЕЛЯ , ЛЕВЫЙ | ПРАВЫЙ ф	®  9	9  5	5  Ф	Ф	I КРЫЛО'IСТ А & ИЛИ-1 ЗАБ ОР - (•И КИЛЬ | 3 ЙТОР МИКИ ф	ф	ф  РИО-2м  <g>	<g>  10	5	10  ф	Ф	ф		тчэ-ка IT6-I9  |тнв-15  „ ф	ф  0  z	г  Ф	Ф	НА ЗЕМЛЕ  Ф  ЬВОЗДУХЕ  9  10  ф	N1	N2  (1	а  5	5  ф	Ф		СИГНАЛИ- ЗАЦИЯ О  9  3  Ф

Рис 4 2 Правая панель АЗС
Рис. 4.3. График затухания боковых колебаний самолета (импульс рулем направ-
ления дан на скорости по прибору 523 кл/ч на высоте 5000 л)

на колонке и штурвале используются соответствующие триммеры и
триммеры-флетнеры.

В системе управления рулем направления используется демпфер ры-
скания ДР-134М, который уменьшает период боковых колебаний само-
лета (ускоряет затухание их) на всех режимах полета при выключен-
ном автопилоте. Этим улучшаются характеристики боковой устойчиво-
сти и управляемости самолета, что особенно важно на взлетно-посадоч-
ных режимах. Демпфер рыскания значительно облегчает работу пило-
тов, особенно при полете в неспокойной атмосфере, так как он автома-
тически парирует колебания самолета по курсу (крену) отклонением
руля направления на угол, пропорциональный угловой скорости ры-
сканья (при выпущенных закрылках — пропорциональный угловой скоро-
сти крена). При работе демпфера рыскания более быстро происходит
затухание боковых колебаний после прекращения действия возмущаю-
щей силы, т. е. число колебаний до полного затухания, амплитуда копе-
баний и время полного затухания колебаний значительно уменьшаются
(рис. 4.3), что снижает тенденцию самолета со стреловидным крылом
к рысканию и раскачке по крену. Так, если импульс рулем направления
дать на скорости по прибору 523 км/ч на высоте 5000 м, то время пол-
ного затухания колебаний без демпфера рыскания будет равно пример-
но 25 сек, а с демпфером рыскания — 6—7 сек.

Чувствительными элементами демпфера рыскания являются датчи-
ки угловых скоростей рыскания 27 и крена 14 (рис. 4.4), которые пред-
ставляют собой гироскопы с двумя степенями свободы, реагирующие на
угловую скорость вращения самолета относительно вертикальной и про-
дольной осей.	,

Исполнительными механизмами демпфера рыскания являются две
раздвижные тяги РАУ-108 (рулевые агрегаты 12 управления), установ-
ленные последовательно в системе управления рулем направления, по-
средством которых подается команда на гидроусилитель 9 для отклоне-
ния руля направления 7 в соответствующую сторону в зависимо-
сти от знака угловой скорости вращения самолета, полученной руле-
выми агрегатами РАУ-108 от датчиков. Так как усилия, необходимые
для отклонения руля направления, могут достигать значительных вели-
92
чин, а штоки рулевых агрегатов управления РАУ-108 не рассчитаны на
передачу больших усилий, в системе управления рулем направления
после рулевых агрегатов установлен силовой гидропривод — гидроуси-
литель ГУ-108Д. Входной рычаг 11 гидроусилителя соединен со штоком
агрегата РАУ-108 и по командам обоих рулевых агрегатов перемещает
в соответствующую сторону распределительный (командный) золот-
ник гидроусилителя. При неподвижных штоках рулевых агрегатов вход-
ной рычаг гидроусилителя управляется пилотом или автопилотом;
в этом случае оба рулевые агрегата работают как жесткие тяги систе-
мы управления рулем направления.

При смещении распределительного золотника гидросмесь под дав-
лением 100±5 кГ/см* поступает в соответствующие полости силового
цилиндра гидроусилителя, шток которого через систему рычагов откло-
няет руль направления в заданную сторону, преодолевая нагрузки от
шарнирного момента руля. Так как гидроусилитель воспринимает на
себя полностью всю нагрузку, возникающую при отклонении руля, то
при бустерном управлении рулем направления нагрузку на педалях

необходимо создавать искусственно (имитировать ее). Поэтому в систе-
ме управления рулем направления установлен пружинный загружатель
19, который вступает в работу автоматически при включении гидроусили-
теля. Для уменьшения усилий на педалях, создаваемых этим загружате-
лем, имеется электромеханизм триммерного эффекта 22, управление ко-
торым осуществляется при помощи того же переключателя 16, что и
управление электромеханизмом 6 триммера 8 руля направления.

Таким образом, гидроусилитель ГУ-108Д установлен в связи с уста-
новкой демпфера рыскания для того, чтобы по его командам практиче-
ски мгновенно (ввиду малого времени запаздывания гидропривода на
отработку полученного сигнала) произвести соответствующую пере-
кладку руля направления без вмешательства пилота для устранения ры-
скания самолета и раскачки по крену. Гидроусилитель работает в тече-
ние всего полета, отклоняя руль направления по командам демпфера
фыскания, пилотов или автопилота. Демпфер рыскания работает только

Рис. 4.4. Принципиальная схема управления рулем направления:

J — педали; 2 — табло сигнальное; 3 — сигнальная лампа; 4 — переключатель управления полетным
загружателем; 5 — переключатели управления каналами демпфера рыскания; 6, 22— электромеха-
ннзмы МП-100МТ-36; 7 •— руль направления; 8 — триммер-флетиер; 9 — гидроусилитель ГУ-108Д;
/О —ограничители отклонения руля направления; И— входной рычаг гидроусилителя; 12— руле-
вые агрегаты РАУ-108; 13 — рулевая машина автопилота; 14, 27 — гироскопические датчики угловых
скоростей крена и рыскания; 15, 17 — лампы сигнализации нейтрального положения штоков
электромеханизмов триммерного эффекта и трнммера-флетнера; 16 — переключатель управления
электромеханизмамн триммерного эффекта н триммера; 18—механизм включения взлетно-поса-
дочного загружателя; 19 — взлетно-посадочный пружинный загружатель; 20 — полетный пружин-
ный загружатель; 21 — электромеханизм МП-100М-16; 23 — переключатель клапана аварийного
кольцевания гидроусилителя; 24 — гидравлический редуктор ГА-213; 25 — электромагнитный Кран
ГА-165 управления гидроусилителем; 26 — переключатель управления гидроусилителем; 28—блоки
демпфера рыскания
при выключенном автопилоте, так как при его включении демпфер
автоматически отключается. Питается гидроусилитель от основной гид-
росистемы, а в случае выхода ее из строя — от автономной, причем пе-
реход с основной гидросистемы питания на автономную происходит ав-
томатически (а в случае необходимости и принудительно). При выходе
из строя обеих гидросистем гидроусилитель автоматически выключается,
отключается автоматически и пружинный загружатель, создающий уси-
лия на педалях, и пилоты переходят на безбустерное (без гидроусили-
теля) ножное управление. В этом случае противоположные полости си-
лового цилиндра гидроусилителя соединяются между собой через кла-
пан кольцевания, расположенный в поршне силового цилиндра, и, кро-
ме того, через клапан аварийного кольцевания, дублирующий сообщение
этих полостей между собой. Клапан аварийного кольцевания включает-
ся принудительно в случае отказа обеих гидросистем при выключении
гидроусилителя.

Для ограничения углов отклонения руля направления на ±5° после
взлета и при уборке закрылков в систему управления рулем автоматиче-
ски включается полетный пружинный загружатель 20 (при включенных
переключателях 26 и 4 гидроусилителя полетного загружателя; оба пе-
реключателя расположены на верхнем электрощитке пилотов).

Ограничение углов отклонения руля направления предупреждает
создание значительных скольжений самолета, что могло бы привести
к затенению фюзеляжем воздушного канала на входе в двигатель со
стороны, обратной скольжению. Это ухудшает динамический процесс
работы двигателя из-за нарушения поля скоростей воздушного потока
на входе в двигатель. Заметная разница в обтекании обеих половин
стреловидного крыла из-за изменения углов стреловидности полукрыль-
ев при скольжении приводит к ухудшению характеристик боковой
устойчивости и управляемости самолета. При больших скольжениях са-
молета со стреловидным крылом появляются большие пикирующие мо-
менты и ухудшаются продольная устойчивость и управляемость само-
лета, а также сильно нагружаются хвостовая часть фюзеляжа и киль
на больших скоростях полета.

Все жесткие тяги систем управления рулями и элеронами проходят
через роликовые направляющие (15 шт.). Направляющая представляет
собой литой корпус из магниевого сплава, на котором под углами в 120°
расположены три пары ушков (рис. 4.5). В ушках на болтах свободно
вращаются текстолитовые ролики (ободы 3). Для уменьшения трения
в проводках управления в роликах запрессовано по два шарикопод-
шипника 5. Роликовые направляющие предотвращают провисание и
вибрацию тяг и повышают устойчивость тяг при работе на продольный
изгиб. Односторонний зазор между трубой тяги и роликом должен быть
не менее 0,15 мм и не более 0,8 мм. При зазоре, больше допустимого,
необходимо заменить один из трех роликов на ролик с увеличенным на
0,2—0,5 мм диаметром. При односторонней выработке тяги на глубину
более 0,5 мм ее разрешается повернуть на 180° в роликовых направляю-
щих. В шарнирных соединениях жестких систем управления установ-
лены шарикоподшипники с маслоуловительными шайбами. Шарикопод-
шипники заполнены смазкой ЦИАТИМ-201. Тяги управления рулями
и элеронами выполнены из дюралюминиевых труб с наружным диаме-
тром 45и40льи (толщинастенки 2,5и 1,5 леи соответственно). Для пред-
охранения от коррозии трубы анодируются (создается защитная окис-
ная пленка путем электролиза), а затем внутренняя и внешняя поверх-
ности их окрашиваются грунтом АЛГ-14.

Тяги управления элеронами имеют черное маркировочное кольцо,
руля направления — два черных кольца, руля высоты — три. В средней
части трубы резиновыми клеймами наносится черной краской полный
номер чертежа тяги.
Рис. 4.5. Типовая роликовая направ-
ляющая:

f — корпус; 2 — ролик; 3 — текстолитовый
обод; 4— латунная втулка; 5 — шарикопод-
шипники

f

Рис. 4.6. Герметический узел для вывода
тяг управления рулями:

1 — корпус; 2 — хомут; 3 — стяжной болт; 4 — ре-
зиновый фланец; 5—зажимная гайка; 6 — штифт;

7 — болты; 8 — масленки; 9, 11 — штоки; /0—конт
ровка; 12, 15 — гайки; 13 — внутренний корпус:
14 — резиновое кольцо; 16 — сферический вкладыш;

17 — обойма

В местах технологических разъемов самолета жесткая проводка
имеет разъемные регулируемые соединения. Кроме того, ввиду боль-
шой протяженности в проводке установлены регулируемые тяги (резь-
бовые хвостовики вильчатых наконечников тяг не должны выходить за
пределы контрольного отверстия на стакане тяги).

В местах выхода жестких проводок из фюзеляжа в крыло и в негер-
метическую хвостовую часть фюзеляжа установлены гермоузлы
(рис. 4.6). Гермоузлы для тяг управления рулями высоты и направления
спарены, т. е. смонтированы в общем корпусе 1, в котором запрессова-
ны две стальные обоймы 17, внутрь которых вставлены бронзовые сфе-
рические вкладыши 16, допускающие возможность свободной ориенти-
ровки внутренних корпусов 13, изготовленных из бронзы и запрессован-
ных в сферические вкладыши 16.

На внутренних поверхностях корпусов 13 выточены четыре проточки,
в которых находятся войлочные уплотнения, зажатые гайками 5 и 12.
и резиновые кольца 14, препятствующие попаданию в корпус пыли и
воды и обеспечивающие надежную герметизацию узла.

Для обеспечения смазки шаровых опор на гермоузле установлены
две шариковые масленки 8 для заполнения смазкой ЦИАТИМ-203.
Внутрь бронзовых корпусов 13 вставлены штоки 9 и 11, к которым при-
соединяются тяги управления рулями. Штоки полированы и хромиро-
ваны, благодаря чему обеспечивается достаточная герметичность и не-
большое трение.

Гермоузел для вывода тяг установлен на задней стенке шпангоута
№ 55. Для создания герметичности между фланцем гермоузла и гер-
мостенкой шпангоута прокладывается уплотнительная лента, а контур
гермовывода промазывается тиоколовой замазкой.

Для проводки тяг управления рулями высоты и направления через
центроплан на переднем и заднем лонжероне его установлены направ-
ляющие узлы. Узел представляет собой литой корпус из магниевого
сплава, в котором запрессованы две стальные обоймы со вставленными
в них бронзовыми сферическими вкладышами. В двух проточках каж-
дого вкладыша размещены войлочные сальники. Для смазки обоймы
п сферического вкладыша на корпусе узла имеются две угловые мае зен-
ки для заполнения смазкой ЦПАТИМ-203. Направляющие узлы негер-
метичны и не подвергаются специальным испытаниям на герметичность
после сборки.
Герметический узел для вывода тяг управ-
ления элеронами из герметического фюзеля-
жа в крыло состоит из трех основных частей:
верхнего литого кронштейна 3, вала 4 с дву-
мя рычагами (верхним 2 и нижним /) и лито-
го корпуса 5 из магниевого сплава (рис. 4.7),
В корпусе узла запрессована стальная обой-
ма, в которой вращается стальной сфериче-
ский вкладыш с запрессованными в нем двумя
шарикоподшипниками, затянутыми гайкой. В
проточке гайки размещено войлочное кольцо.
Для обеспечения герметичности в прямоуголь-
ной выточке сферического вкладыша установ-
лено резиновое кольцо, на корпусе узла име-
ется резиновая накладка, прижатая сверху
кольцом и укрепленная винтами. Для смазки
обоймы сферического вкладыша и шарикопод-
шипников на корпусе 5 узла на резьбе уста-
новлена масленка 6. Для смазки шарикопод-
шипника, размещенного на верхнем кронштей-
не 3, также имеется масленка, которая уста-
навливается после монтажа гермоузла на са-
молете.

Гермоузлы элеронов устанавливаются под зализами между шпанго-
утами № 27 и 28 по левому и правому бортам. Для создания герметич-
ности между фланцем корпуса гермоузла и герметической обшивкой
прокладывается уплотнительная лента, а контур фланца по всему пе-
риметру промазывается тиоколовой замазкой. Верхний кронштейн 3
гермоузла крепится на переднюю стенку первого лонжерона центро-
плана. Доступ к гермоузлам элеронов осуществляется через два люч-
ка на нижней обшивке фюзеляжа между шпангоутами № 27 и 28 или
через съемную панель пола.

В системах управления рулями и элеронами необходимо периодиче-
ски проверять усилия трения (через 1 500 ч налета). При нормально
отрегулированных системах управления усилия должны быть (на
стоянке):

а)	в управлении рулем высоты: на себя -— 9 кГ, от себя — 2 кГ.
При отклонении колонки от себя она удерживается от свободного па-
дения в крайнем положении усилием не менее 2 кГ;

б)	в управлении элеронами при отсоединенном пружинном загружа-
теле — вправо и влево — 4 кГ;

в)	в управлении рулем направления при отклонении педали на пол-
ный ход:

при выключенном гидроусилителе, отключенном пружинном загру-
жателе и включенном клапане аварийного кольцевания на гидроусили-
теле — не более 12 кГ;

при включенном гидроусилителе и отсоединенном пружинном за-
гружателе (клапан аварийного кольцевания выключен) — не более
4 кГ.

Максимально допустимые люфты, замеряемые по задним
кромкам рулей и элеронов под нагрузкой 10 кГ в системах управ-
ления; рулем высоты — 2,5 мм;

элеронами (внутренних и внешних секций) — 4 и 6 мм соответст-
венно; рулем направления — 8 мм.

При замерах люфтов руль высоты и элероны должны быть застопо-
рены, а в управление рулем направления должен быть включен гидро-
усилитель ГУ108 Д.
УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ВЫСОТЫ

Управление рулем высоты
осуществляется с помощью двух
колонок, установленных впере-
ди сидений каждого пилота. Уп-
равление может производиться
одновременно двумя пилотами
или одним из них. Колонка уп-
равления (рис. 4.8) состоит из
штурвала 9, литой головки 11,
дюралюминиевой трубы 7, лито-
го колена 6 и секторной качал-
ки 1. В головке 11 на двух ша-
рикоподшипниках свободно вра-
щается стальная ось 16, на кон-
сольном конце которой посред-
ством двух шпонок закреплен
штурвал 9 управления элерона-
ми. Основание колонки, пред-
ставляющее собой литое колено с
рычагом 4 управления рулем вы-
соты, поворачивается в двух ли-
тых опорах 2 и 5, закрепляемых
на каркасе кабины. В каждой
опоре запрессованы по два от-
крытых шарикоподшипника, за-
щищенные от загрязнений вой-
лочными и дюралюминиевыми

Рис. 4.8. Колонка управления левого пилота:
/ — секторная качалка; 2, 5 — опоры; 3 — коро-
мысловая качалка; 4 — рычаг управления рулем
высоты; 6 — колено; 7 — труба; 8 — переключатель
управления триммерами руля высоты; 9 штур-
вал; 10 — кнопка быстрого отключения автопило-
та; 11 — головка; 12 — кнопка СПУ; 13 — кнопка
включения радиостанции «Лотос»; 14— гашетка;
15 — звездочка; 16 — ось; 17 — цепь; 18 — наконеч-
ник цепи; 19 — тросы КСАН-4,5; 20 — ролик от-
тяжной

прокладками.

Для смазки шарикоподшипни-
ков на опорах установлены мас-
ленки.

Кинематическая связь меж-
ду колонками осуществляется по-
средством жестких тяг и кача-
лок, соединенных шарнирными
узлами (рис. 4.9).

На переднем и заднем лонжеронах центроплана установлены на-
правляющие узлы, а внутри кессона центроплана — роликовые на-
правляющие. Между шпангоутами № 41 и 42 установлена качалка, со-
стоящая из двух поводков и стального вала. Тяги после этой качалки

перемещаются ближе к осн самолета, так как фюзеляж идет на конус
после шпангоута № 37, и подходят к вертикально установленному двух-
ушковому поводку. На шпангоуте № 55 установлен гермовывод 4 тяг
управления рулями высоты и направления. К штоку гермовывода при-
соединены тяги, идущие от пилотов и от узлов управления, смонтиро-
ванных на шпангоуте № 60. На задней стенке шпангоута № 60 уста-
новлена двуплечая качалка 16 и двухушковый поводок 5 секторной
качалки 12, горизонтальные плечи которых соединены между собой вер
гнкалыюи тягой. От секторной качалки 12 проводка управления идет
вдоль заднего лонжерона киля. Этот участок проводки состоит из трех
тяг, средняя из которых проложена в двух роликовых направляющих.

На заднем лонжероне стабилизатора шарнирно закреплена двупле-
чая качалка 11, от которой идет регулируемая тяга 10 с датчиком дубли-
рованных усилий ДДУ-1 к рычагу 6. Рычаг 6 жестко закреплен на кар-
данном валу 8, соединяющем обе половины руля высоты.

При отклонении колонки управления на себя на 21°=Ь45' (347±Н -«.и)
Рис. 4.9. Схема управления рулем высоты:

/ — колонки; 2— тяги; 3 — роликовая направляющая; 4— гермовывод; 5 — двухушковый поводок;
6 — рычаг карданного вала; 7 — датчик отклонения руля ДОР-1. 8—карданный вал; 9— руль вы-
соты; 10 — регулируемая тяга с датчиком ДДУ-1; 11, 16 — качалки; 12— секторная качалка; 13 —
барабан рулевой машины автопилота; 14, 15 — малый и большой диски редукционного барабана;

17 — кронштейн; 18— болты-ограничители; 19 — палец-ограничитель

руль высоты отклонится вверх на 22±1° (86±4 л.м). При отклонении
колонки от себя на 10°_45' (156-5 мм) руль высоты отклонится вниз на
16_р (63—4 мм). Чтобы отклоненная от себя колонка не касалась при-
борных досок на пульте ножного управления, в верхней части средней
опоры его ввернут регулируемый болт-ограничитель 12 (см. рис. 4.11),
головка которого закрыта резиновым колпачком.

Ограничение отклонений руля высоты осуществляется посредством
двух болтов 18 (см. рис. 4.9), ввернутых в ушки левого кронштейна 17
навески руля высоты, и пальца-ограничителя 19, запрессованного в крон-
штейне, жестко закрепленном на карданном валу 8. Для смягчения уда-
ров ограничителя по головкам регулируемых болтов на них на клею
поставлены резиновые буфера.

Установка рулевой машины автопилота. На оси вращения двупле-
чей качалки 16, установленной на шпангоуте № 60, свободно вращается
редукционный барабан, состоящий из двух дисков — большого 15 и ма-
лого 14 Малый диск соединен тросами с секторной качалкой 12, а боль-
шой диск соединен тросами с барабаном 13 рулевой машины, располо-
женной между редукционным барабаном и секторной качалкой и закреп-
ленной на специальном постаменте. При включенном автопилоте
АП-6ЕМ-ЗП вращение барабана 13 рулевой машины вызывает вращение
большого диска 15 редукционного барабана, который посредством ма-
лого диска 14 и тросов поворачивает секторную качалку 12, что приво-
дит к отклонению руля высоты и движению всей проводки управления.
98
Максимальные углы отклонения руля высоты при работающем автопи-
лоте: вверх— 14°±30' (55±2 мм), вниз — 7°±30' (30±2 мм).

Датчик отклонения руля ДОР-1 (7) является датчиком плавающего
ограничителя, который не дает возможность отклоняться рулю высоты
за один скачок более чем на 2° при работающей системе управления
заходом на посадку БСУ-ЗП. Установлен датчик под обтекателем в
центральной части стабилизатора.

Для предохранения от истирания защитного покрытия канавок дис-
ков редукционного барабана и секторной качалки они должны быть
заполнены смазкой ЦИАТИМ-201.

Тросы, соединяющие редукционный барабан с секторной качалкой
и барабаном рулевой машины, имеют предварительное натяжение, рав-
ное 40±4 кГ при температуре 20±5°С. Диаметр тросов — 3,5 мм, тип
тросов — КСАН-3,5.

Максимальный угол отклонения руля высоты вверх (22°) больше
максимального угла отклонения руля вниз (16°) для того, чтобы обеспе-
чить вывод самолета на взлетный и посадочный угол атаки, особенно
при передних центровках, с сохранением требуемого запаса хода руля
(10—20% от максимального отклонения) в момент отрыва передней но-
ги и при выводе самолета нз планирования на выравнивании, когда эф-
фективность руля занижена вследствие небольших скоростей.

УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ

Управление элеронами осуществляется двумя штурвалами, установ-
ленными в головках колонок управления. Штурвал управления элерона-
ми закрепляется на двух шпонках на оси 16 (см. рис. 4.8), вращающейся
на двух шарикоподшипниках в головке колонки управления. На этой
же оси на двух шпонках закреплена звездочка 15, через которую пере-
кинута бесшумная зубчатая цепь 17. К вильчатым наконечникам цепи
присоединены тросы 19 КСАН-4,5 (канат стальной авиационный нерас-
кручпвающпйся диаметром 4,5 мм, имеющий натяжение 70±5 кГ при
температуре 20±5°С). Тросы 19 спускаются внутри колонки в колено,
где закрепляются на секторной качалке 1 регулируемым креплением для
обеспечения требуемого натяжения.

Штурвалы изготовлены из магниевого сплава. На правом роге лево-
го штурвала установлены три кнопки: К.М-4 (13) для включения связ-
ной радиостанции «Лотос», КМ-4 (12) для включения самолетного пе-
реговорного устройства СПУ-7 и 204КС для выпуска интерцепторов.
Кнопка 204КС спереди закрыта гашеткой 14, снабженной пружиной.
На этом же роге установлен переключатель ПНГ-15К (8) электрическо-
го управления триммерами руля высоты. На левом роге левого штурва-
ла смонтирована кнопка 10 быстрого отклонения автопилота. Отличие
штурвала правого пилота от левого пилота заключается в том, что на
нем не установлена кнопка выпуска интерцепторов, а все остальные
кнопки перемещены на левый рог.

Тросы управления элеронов, расположенные в колонках, имеют бук-
венную и цветную маркировку, выполненную на резьбовых наконечни-
ках тросов:

буквенная ЭА, две белые полосы (при натяжении троса правый эле-
рон отклоняется вверх);

буквенная ЭБ, одна белая и одна черная полоса (.при натяжении тро-
са правый элерон отклоняется вниз).

Под полом кабины экипажа осуществляется кинематическая связь
обоих штурвалов (рис. 4.10) тягами, рычагами и качалками. Вращение
штурвала передается через цепь и тросы на сектор 17, коромысловую
Рис. 4.10. Схема управления
/, 2 — внутренняя и внешняя секции элерона; 3, 4, 5 6, 7, 11, 14, /6'— качалки; 8 — герметические
новая направляющая; 15—гяга; 18 — штурвал; 19— кронштейн; 20 — болты-ограничители; 21 — ог

качалку 16, тягу 15, вторую коромысловую качалку 16 и далее через ряд
тяг, поводков и качалок на элероны.

В фюзеляже до переднего лонжерона центроплана тяги проводки уп-
равления проходят через роликовые направляющие 13, общие для про-
водок управления рулями.

На стенке переднего лонжерона центроплана закреплена двуплечая
качалка 7 с углом разворота плеч в 90°, от которой тяги идут вдоль
лонжерона центроплана к верхним рычагам герметических узлов 8,
расположенным по обоим бортам фюзеляжа между шпангоутами № 27 и
28. От нижних рычагов гермоузлов, находящихся в негерметпчной части,
тяги идут вдоль переднего лонжерона крыла по роликовым направляю-
щим (12 направляющих на каждом полукрыле). У нервюр № 18 и 19 тя-
ги подсоединяются к угловой качалке 5 и переходят на задний лонжерон
отъемной части крыла через специальную трубу. На заднем лонжероне
установлена двуплечая качалка 4, выходной двухушковый рычаг кото-
рой соединен тягами с качалками 3, соединенными с секциями 1 и 2
элеронов посредством пальцев штампованных рычагов, шарнирно за-
крепленных на лонжеронах элеронов.

При вращении штурвала по часовой стрелке на 125°+6°15' правый
элерон (обе секции) отклоняется вверх на 19°+1°. При этом внутренний
элерон отклонится на 236+12,5 мм, а внешний — на 137+7 мм. Разница
в линейных отклонениях объясняется различной длиной хорд обеих сек-
ций из-за стреловидности крыла. Замеры же отклонения внутреннего
элерона производятся по его внутреннему торцу, а внешнего элерона —
по внешнему торцу.

При вращении штурвала элеронов против часовой стрелки правый
элерон отклоняется вниз на те же величины. При установленных штур-
валах левого и правого пилота в нейтральное положение (по меткам на
штурвале и головке колонки) смещение штурвалов не должно превы-
шать 1°30'.
20

элеронами:

узлы; 9— рулевая машина автопилота; 10—пружинный загружатель; 12, 17 — секторы; 13 — роли-
раничитель отклонения элеронов; 22 — электромеханизм управления гриммероы-флегнером

Ограничение отклонений элеронов выполнено на угловых качалках 5.
В тело качалки запрессован стальной ограничитель 21, а в приливы
кронштейна 19, закрепленного на переднем лонжероне отъемной
части крыла между нервюрами № 18 и 19, ввернуты на резьбе два
ограничителя 20, в пустотелые головки которых на клею поставлены
резиновые буфера для смягчения ударов ограничителя об упоры прн
резких отклонениях элеронов.

Установка рулевой машины автопилота. Между шпангоутами № 19
и 20 расположены сектор 12 и коромысловая качалка 11, сидящие на
общем валу, который вращается на двух опорах, закрепленных на ба-
лочках фюзеляжа. Между шпангоутами № 20 и 21 на постаменте зак-
реплена рулевая машина 9 автопилота, с барабана которой сбегают
две ветви тросов, входящие в канавки сектора 12 и закрепляющиеся на
его ушках при помощи наконечников с резьбой. Исходное натяжение
тросов — 40±4 кГ, диаметр тросов — 3,5 мм.

При работе автопилота АП-6ЕМ-ЗП барабан рулевой машины вра-
щается и тросами поворачивает сектор 12, а следовательно, и коромыс-
ловую качалку 11, что приводит к перемещению всей проводки управле-
ния и отклонению элеронов.

Максимальные углы отклонения элеронов при работающем автопи-
лоте-— ±5°30'±30' (67±6 мм для внутренних элеронов по внутреннему
торцу).

Установка пружинного загружателя. Пружинный загружатель 10
смонтирован на кронштейне, закрепленном на балочке между шпанго-
утами № 20 и 21. Шток загружателя соединен шарнпрно с коромысло-
вой качалкой 11. Прирост величины усилия на штурвалах пропорциона-
лен увеличению угла отклонения элеронов.

При установке загружателя его пружина предварительно обжима-
ется до усилия 12±1 кГ. Пружинный загружатель увеличивает усилия
на штурвале на 0,5 кГ на каждый градус отклонения элеронов. На сто-
янке при отклонении элеронов на 19° усилие на штурвале, создаваемое
загружателем, равно 12 кГ.

УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ

Управление рулем направления осуществляется с помощью педалей,
установленных на пультах ножного управления против сиденья каждого
пилота. Пульты ножного управления (рис. 4.11) служат для управления
рулем направления, поворотом колес передней ноги шасси и клапана-
ми основного торможения колес главных ног шасси. На трех вертикаль-
но установленных литых опорах 1, 10 и 13 неподвижно закреплена сталь-
ная труба 5, являющаяся осью вращения .механизма педалей. На этой
трубе шарнирно монтируются подвески 7 с педалями 9, секторные ка-
чалки 11 с стальными накладками с шестью отверстиями, обеспечиваю-
щими регулировку педали под рост летчика посредством рукоятки 8 и
стопорного пальца (общий диапазон регулировки—134 мм). На этой
же стальной трубе 5 шарнирно монтируются трехплечие качалки 4. На
каждой педали имеется рычаг, отлитый за одно целое с нею и соединен-
ный тягой 17 (рис. 4.12) с рычагом трехплечей качалки 4. На втором
вертикальном рычаге качалки 4 ввернут регулируемый вильчатый болт с
роликом 15, который при нажатии ногой верхней части педали нажимает

на гильзу тормозного клапана УГ-92/2 (21). К нижнему, то же верти-
кальному, рычагу качалки 4 присоединена тормозная скоба 19 с про-
резью и фасонным вырезом. Сквозь пазы скоб проходит стальная труба
27 (рис. 4.12, б); шарнирно установленная на двух крайних опорах

пульта. На трубе против каждой скобы попарно закреплены сталь-
ные двуплечие качалки 20. На этой же трубе посередине закреплен
рычаг 24 (рис. 4.12, в), соединенный с кнопкой стояночного тормо-

Рис. 4.11. Пульт ножного управления левого пилота:

1— бортовая опора; 2 — тяга; 3—кронштейн; 4 — трехплечая качалка; 5 — стальная труба; 6 —
кнопка стояночного торможения; 7 — подвеска; 8— рукоятка стопорного механизма; 9— педаль;.
10, /3—опоры; 11 — секторная качалка: 12 — ограничитель отклонения колонки; 14 — рычаг управ-
ления рулем направления
Рис. 4.12. Связь механизма педалей и клапанов основного торможения:
« — полетное положение; б — нормальное торможение; в — стояночное торможение,
4 — трехплечая качалка; 6— кнопка стояночного торможения; 10 — спора; /5 — вильчатый болт с
роликом; 16— стальная накладка; 17 — тяга; 18, 23— пружины; 19— тормозная скоба; 20— качал-
ка; 21—клапан основного торможения УГ-92/2; 22— штуцера; 24 — рычаг; 25—упорная накладка,
26 — наконечник; 27 — труба

Рис. 4.13. Схема управления рулем направления:

/ — труба с рычагами; 2 — педаль; 3— опора; 4— тяга; 5 — полетный пружинный загружатепь;
6— электромеханизм МП-100М 16; 7 — коромысловая качалка; 8—пружинный загружатель ими
тацпи усилий на педалях; 9—электромеханизм МП-100М-36, 70 — механизм включения загружателя;
11 — роликовая направляющая; 12 — гермовывод; 13, 18 — качалки; И — малый диск барабана;
15 — большой диск барабана; 16— рулевая машина автопилота; 17 — сектор; 19 — рулевые агрега
ты РАУ-108. 20 —рычаг гидро силителя; 21 — гидроусилитель ГУ-108Д; 22 —клыки; 23 — кардан;
24 — руль направления; 25 — болты-ограннчнтели; 26 — задний лонжерон киля; 27 — гнездо стопоп
кого штыря

жения посредством стального прутка, на котором расположена
возвратная пружпна 23, работающая на сжатие. Управление стоя-
ночным торможением имеется только на пульте левого пилота.
В верхней части средней опоры 13 (см. рис. 4.11) ввернут регулируемый
болт 12 с резиновым колпачком на его головке для ограничения откло-
нения колонки управления от себя во избежание повреждения прибор-
ной доски. Все три опоры пульта 1, 10, 13 'крепятся болтами к каркасу
пола кабины.

В кабине пилотов осуществляется кинематическая связь обоих пуль-
тов при помощи рычагов, тяг и качалок (рис. 4.13). Между шпангоутами
№ 8 и 9 под полом за левым пилотом установлен пружинный загружа-
тель 8, имитирующий нагрузки на педалях при работающем гидроуси-
лителе, а между шпангоутами № 7 и 8 за правым пилотом установлен
полетный пружинный загружатель 5, ограничивающий в полете откло-
нение руля направления на ±5°. Тяги управления рулем направления
до шпангоута № 28 идут рядом с тягами управления элеронами и руля
высоты в общих с ними роликовых направляющих 11, а после шпангоута
№ 28 проходят через направляющие узлы на переднем и заднем лонже-
ронах центроплана и через гермовывод 12 на шпангоуте № 55 рядом с
тягами руля высоты. Между шпангоутами № 40 и 41 установлена в го-
ризонтальном положении коромысловая качалка, благодаря которой
тяги смещаются ближе к оси фюзеляжа. На задней стенке шпангоута
№ 60 установлена двуплечая качалка 13 с редукционным барабаном
(диски 14 и 15). В верхней части этого шпангоута установлен сектор 17
с качалкой 18. Горизонтальные рычаги качалок 13 и 18 соединены меж-
ду собой регулируемой тягой с рулевым агрегатом РАУ-108 (19, 1-й ка-
нал). Вертикально расположенный рычаг качалки 18 соединен с вход-
ным рычагом гидроусилителя ГУ-108Д (21) посредством второго руле-
вого агрегата РАУ-108 (2-й канал). Выходное звено гидроусилителя
представляет собой карданную вилку, к которой при помощи кулисы
присоединен карданный вал 23, соединенный с рулем направления 24.

При перемещении педали вперед на 125±5 мм руль направления от-
клоняется на 25±1° (505±20 мм; замер по нижнему торцу). Ограниче-
ние углов отклонения руля направления выполнено на узле стопорения,
установленном на заднем лонжероне киля. На корпусе узла симметрич-
но хорде руля с двух сторон приварены щеки, в которые ввернуты бол-
ты-ограничители 25, в головки которых на клею вставлены буфера из
резины для смягчения ударов стальных клыков 22, закрепленных на
носке руля. Максимальные отклонения руля направления регулируются
упорами, установленными у входного рычага гидроусилителя. При каса-
нии входным рычагом упоров руль направления должен быть отклонен
на 25е, при этом между клыками и упорами на киле должен быть зазор
2±0,5 мм.

Рулевая машина автопилота для руля направления установлена по
отраженному виду рулевой машины автопилота для руля высоты у
шпангоута № 60. Барабан рулевой машины 16 соединен тросами с боль-
шим диском редукционного барабана, малый диск 14 которого тросами
соединен с сектором 17. Исходное натяжение тросов — 40±4 кГ при тем-
пературе 20±5°С- Углы отклонения руля направления при работающем
автопилоте до ±4°30'±30' (±92±10 льи).

Пружинный загружатель имитации усилий на педалях и механизм
его включения (взлетно-посадочный загружатель). Внутри дюралюми-
ниевого корпуса 11 (рис. 4.14) установлены внешние вкладыши 7 и 12г
между которыми расположена внешняя пружина 10. В отрерстпя внеш-

Рис. 4.14. Пружинный загружатель имитации усилий на педалях:

/— вильчатый наконечник; 2, 4, 5, 15 — гайки; 3 — шток; 6 — распорная втулка; 7, /2 — внешни»
вкладыши; 8 — внутренний корпус; 9—пружина внутренняя; 10—пружина внешняя; //—корпус;

/3—крышка; 14— контровка; 15 — гайка
18	5 6 7 8

Рис. 4.15. Механизм включения пружинного загружателя:

/ — корпус: 2— электромеханизм МП-100М-36; 3—сварной рычаг с конусными пазами; 4— рычаг;
5 — вал; 6 — заглушки; 7, 8— распорные втулки; 9— возвратная пружина; 10— опорная шайба;
11— ползун; 12— гайка; 13 — гидропривод; 14— палец; 15 — коромысловая качалка; 16 — концевой
выключатель А812В; 11 — масленка; 18 — шайба

них вкладышей вставлены внутренний корпус 8, т. е. гильза, а также
внутренний вкладыш, распорная втулка 6 и внутренняя пружина 9. На
внутреннем конце гильзы имеется внешний кольцевой буртик, который
находится в сцеплении с подобным буртиком на внешнем вкладыше.
На внешний конец гильзы навернута гайка 4, обеспечивающая обжатие
внутренней пружины 9. Внешняя пружина 10 имеет предварительное об-
жатие, равное по величине конечному усилию полностью обжатой внут-
ренней пружины 9 (при свинчивании крышки 13 и гайки 4 это нужно
учитывать и не допускать их быстрого свинчивания). При растяжении
загружателя внутренний вкладыш будет обжимать пружину 9, пока он
не придет в соприкосновение с торцом распорной втулки 6, после чего
будет происходить обжатие внешней пружины 10 внешним вкладышем
12, перемещение которого вызывает внутренняя гильза своим буртиком.

При сжатии загружателя внутренний вкладыш обжимает внутрен-
нюю пружину до соприкосновения с торцом распорной втулки, после че-
го будет происходить обжатие внешней пружины вкладышем 7, переме-
щение которого производит гайка 4.

При полном отклонении педали вперед пружинный загружатель соз-
дает усилие 45±4 кГ.

Механизм включения пружинного загружателя,
имитирующего усилия на педалях, состоит из трех основных частей
(рис. 4.15): литого корпуса-кронштейна 1, гидропривода 13 и рычагов 3
и 4. В корпусе на двух шарикоподшипниках вращается стальной вал 5,
на шлицах которого неподвижно закреплен рычаг 4 для подсоединения
пружинного загружателя, а на гладкой части вала установлен свободно
сварной рычаг 3, к ушку которого присоединен электромеханизм
М.П-100М-36 (2) триммерного эффекта. Для устранения осевого переме-
щения рычагов между ними на валу устанавливается распорная втулка
8. На ступице сварного рычага 3 имеются два конусных паза с продоль-
ными выточками, а на поверхности вала — два продольных паза. В
пазы вала и рычага входит стальной палец 14, запрессованный в брон-
зовый ползун 11, размещенный внутри вала. С одной стороны в ползун
упирается шток гидропривода 13, а с другой — возвратная пружина 9,
которая вторым концом упирается в заглушку 6, ввернутую в резьбу
вала. Гидропривод соединен с гидросистемой, питающей гидроусилитель,
и жидкость к нему подается через электромагнитный кран ГА-165 при
включении гидроусилителя переключателем па верхнем электрощитке.
При давлении гидросмеси 26±5 кГ/см2 шток гидропривода 13 переме-
щает ползун 11 внутрь вала на 40 льи, обжимая пружину 9 и заставляя
палец 14 войти в выточки конусных пазов рычага 3, соединяя его жестко
с валом 5 и рычагом 4. В этом случае свободное вращение рычага 4 с
валом 5 в ступице рычага 3 прекращается и пружинный загружатель в
шарнире рычага 3 имеет неподвижную точку опоры. Поэтому при пере-
мещении проводки управления рулем направления будет происходить
обжатие пружин загружателя, усилие которых будет передано через
звенья кинематической цепи на педали пилотов, создавая на них ощуще-
ние аэродинамической нагрузки от руля направления. Руль при этом от-
клоняется гидроусилителем за счет энергии давления рабочей жидкости

Для того чтобы пилот мог уменьшить усилия, создаваемые пружина-
ми загружателя на педалях, в момент его включения автоматически
включается электроцепь питания электромеханизма 2 триммерного эф-
фекта посредством концевого выключателя 16 и коромысловой качалки
15, смонтированных в корпусе механизма включения. Причем включение
пружинного загружателя и его электромеханнзма трнммирования сбло-
кировано с электрическим управлением электромеханнзма триммера
руля направления. При смещении ползуна 11 с пальцем 14 под действи-
ем штока гидропривода возвратная пружина, установленная на (коро-
мысловой качалке 15, заставляет ее отклониться и прекратить обжатие
кнопки концевого выключателя — электроцепь между переключателем
на пультах управления триммерами .и электромеханизмом триммера ру-
ля направления размыкается. В этот же момент соединяется электро-
цепь между тем же переключателем и электромеханизмом 2 триммерно-
го эффекта пружинного загружателя.

Таким образом, электромеханизм 2 триммерного эффекта пружинно-
го загружателя и электромеханизм управления триммером управляют-
ся одним и тем же переключателем, расположенным на пульте управле-
ния триммерами левого или правого пилота.

Рядом с переключателем на каждом пульте имеются две белые сиг-
нальные лампы: правая — для контроля нейтрального положения штока
электромеханнзма триммерного эффекта, левая—для контроля ней-
трального положения штока электромеханнзма управления триммером
руля направления. При включении гидроусилителя (а следовательно,
пружинного загружателя и его электромеханнзма триммерного эффек-
та) сигнальная лампа нейтрального положения штока электромеханиз-
ма управления триммером гаснет, а лампа сигнализации нейтрального
положения штока электромеханнзма триммерного эффекта пружинного
загружателя загорается (если она не загорается, необходимо добиться
этого переключателем, который находится рядом с лампами, т. е. до-
биться нейтрального положения штока электромеханнзма). Для снятия
нагрузки с педалей пилот с помощью переключателя на пульте тримме-
ров управляет штоком электромеханнзма 2, который, выдвигаясь нз кор-
пуса или втягиваясь в него через рычаг 3, вал 5 и рычаг 4 вызывает
растяжение сжатых пилотом пружин в загружателе.

В случае неисправности гидросистем при давлении гидросмеси
15±5 кГ/см2, а также при включении гидроусилителя сжатая пружина
9 выталкивает ползун 11с пальцем 14 из продольных выточек пазов ры-
чага 3. Вал 5 и рычаг 3 разъединяются. В дальнейшем перемещение
проводки управления рулем направления будет сопровождаться свобод-
ным отклонением рычага 4 и вала 5 в ступице рычага 3 без обжатия
пружин загружателя. Конусные пазы в ступице рычага 3 обеспечивают
при этом полное отклонение пальца 14 без соприкосновения его со сту-
пицей.

При выталкивании ползуна с пальцем возвратной пружиной 9, а так-
же при разъединении рычага 3 и вала 5 консольная часть пальца 14
нажимает на плечо коромысловой качалки 15, которая своим вторым
плечом нажимает кнопку концевого выключателя 16: электроцепь между
переключателем и электромеханизмом триммерного эффекта размыка-
106
Рис. 4.16. Полетный пружинный загружатель руля направления:

J — крышка с ушками; 2 — штифт; 5, 6 — вкладыши; 4— цилиндр; 5 — пружина; 7. /2—Гайки;
8 — шток; 9 — контровочная шайба; 10 — вильчатый наконечник; 11— штифт

Рис. 4.17. Установка полетного загружателя руля направления (вид сверху)-

/ — кронштейн; 2 —трехплечая качалка; 3 —пружинный загружатель: 4 — рычаг с пазом; 5 —
электромеханизм МП-100М-16; б —тяга к пилоту; 7 — качалка; 3 — стопорный штырь с возвратной
пружиной

ется и гаснет сигнальная лампа его нейтрального положения, если шток
был в нем. Электроцепь между тем же переключателем и электромеха-
низмом управления триммером руля направления замыкается и заго-
рается сигнальная лампа нейтрального положения его штока. Для за-
щиты контактов концевого выключателя от повреждения и загрязнения
на его корпусе установлен резиновый чехол.

Пружинный загружатель имитации усилий на педалях и механизм
его включения расположены под полом за левым пилотом между шпан-
гоутами № 8 и 9.

Пружинный загружатель, ограничивающий угол отклонения руля
направления (полетный загружатель), и механизм его включения. Внут-
ри цилиндра 4 полетного пружинного загружателя (рис. 4.16) установ-
лены бронзовые вкладыши 3 и 6, между которыми в обжатом состоянии
расположена пружина 5. Шток загружателя 8 оканчивается вильчатым
наконечником 10. При выдвижении штока 8 из цилиндра 4 вкладыш 3
обжимает пружину 5, а при входе штока внутрь цилиндра пружина об-
жимается вкладышем 6, на ступицу которого давит гайка 12.

Механизм включения полетного загружателя-ограничителя (рис. 4.17)
состоит из кронштейна 1, рычага 4, трехплечей качалки 2, стопорного
штыря 8 и электромеханизма МП-100М-16 (5). К рычагу 4 присоединя-
ется загружатель 3. На ступице рычага имеется прилив с выполненным
на нем пазом, в который вставлена и закреплена на двух болтах сталь-
ная щека с конусным пазом. На конце кронштейна установлена качал-
ка 7, левое ушко которой соединено со штоком электромеханизма
МП-100М-16, а правое — двумя стальными серьгами со стопорным шты-
рем 8, который свободно перемещается внутри бронзовой втулки. На
стопорном штыре сверху расположена возвратная пружина, а внутри
смонтирован конусный наконечник

Для управления электромеханизмом МП-100М-16 на верхнем элек-
трощитке пилотов установлен под колпачком переключатель ППГ-15,
имеющий два положения: «Включен» и «Выключен». При установке пе-
реключателя в положение «Включен» загружатель-ограннчитель откло-
нения руля направления включается автоматически только при включен-
ном гидроусилителе, необжатых стойках главных ног шасси и убранных
закрылках, т. е. после взлета самолета (при уборке закрылков). В этом
случае через механизм концевых выключателей закрылков МКВ-36 по-
дается питание на электромеханизм МП-100М-16, шток которого посред-
ством качалки и серьги перемещает стопорный штырь в конусный паз
рычага. Зазор, образованный между поверхностью штыря и конусным
пазом, -обеспечивает отклонение проводки управления рулем направле-
ния без обжатия пружины загружателя, достаточное для отклонения ру-
ля на ±5°. При включении электромеханизма МП-100М-16 от механизма
концевых выключателей закрылков МКВ-36 загорается зеленая сигналь-
ная лампа под выключателем па верхнем электрощитке.

Для отклонения руля направления на угол более 5° необходимо при-
ложить значительное усилие (80±8 кГ), чтобы сжать пружину полетно-
го загружателя. В этот момент загорится сигнальная лампа на табло,
установленном на приборной доске левого пилота в верхнем правом уг-
лу с информацией: «Ограничение ±5° руля направления». Механизм
включения сигнальной лампы табло состоит из концевого выключа-
теля А812В и качалки, которая приводится в действие сектором с ку-
лачком, закрепленным на трехплечей качалке. Последняя установлена
на кронштейнах на задней стенке шпангоута № 7. При отклонении про-
водки управления на величину, необходимую для отклонения руля на-
правления на углы более чем 5° в любую сторону, сектор через ролик
перемещает качалку настолько, что она закрепленным на ней нажимным
болтом через кнопку замыкает контакты концевого выключателя, что
вызывает горение лампы на табло в диапазоне отклонения руля направ-
ления от ±5° до ±25°.

Блокировка пружинного загружателя-ограничителя с гидросистемой
осуществляется через концевой выключатель А812В (16 см. рис. 4.15),
установленный в механизме включения пружинного загружателя, ими-
тирующего нагрузки на педалях при работающей! гидроусилителе.

Для того чтобы отклонить руль направления на 25° при включен-
ном загружателе-ограничнтеле, необходимо приложить усилие на пе-
даль примерно 115± 11 кГ.

Выключается пружинный загружатель также автоматически при вы-
пуске закрылков, обжатии амортизационных стоек главных ног шасси и
в случае выключения гидроусилителя или падения давления в гидроси-
108
стемах, питающих гидроусилитель, независимо от положения закрылков
и обжатия амортстоек главных ног шасси.

Пружинный загружатель-ограничитель может быть выключен так-
же принудительно независимо от состояния цепей блокировок путем
перевода переключателя ППГ-15 в .положение «Выключен». Это может
понадобиться при посадке с убранными закрылками, а также при за-
ходе на посадку с одним работающим двигателем, когда закрылки вы-
пускаются только после четвертого разворота.

Установлен пружинный загружатель-ограничитель под полом за
правым пилотом между шпангоутами № 7 и 8.

ДЕМПФЕР РЫСКАНИЯ

Демпфер рыскания ДР-134М предназначен для улучшения харак-
теристик боковой устойчивости и управляемости самолета на всех ре-
жимах полета при ручном управлении (при выключенном автопилоте).

Демпфер рыскания состоит из двух автономных каналов, исполни-
тельные механизмы которых (рулевые агрегаты управления РАУ-108)
установлены последовательно в системе управления рулем направле-
ния. Комплект демпфера рыскания включает следующие агрегаты
(рис. 4.18).

1.	Четыре датчика ДУСУ-1-12АС, два из которых предназначены
для измерения угловой скорости рыскания, а два—для измерения уг-
ловой скорости крена. Датчики подают в систему демпфера электриче-
ские сигналы постоянного тока, пропорциональные величинам угловых
скоростей рыскания и крена в диапазоне угловых скоростей
±12 град!сек. При угловых скоростях более 12 град/сек датчики пода-
ют постоянный (максимальный) сигнал соответствующей полярности.
Датчики представляют собой гироскопические агрегаты с двумя степе-
нями свободы и расположены по оси фюзеляжа у шпангоута № 27 под
полом.

2.	Два релейно-уснлптельных блока РУБ-134А, предназначенных
для суммирования и усиления сигналов, полученных от датчиков
ДУСУ-1-12АС, жесткой обратной связи и выдачи усиленного управ-
ляющего сигнала на исполнительный механизм демпфера. Кроме того,
РУБ-134А служит для регулировки передаточных отношений демпфера
и характеристик линеаризирующих звеньев релейного усилителя, а так-
же для подавления радиопомех в сети постоянного тока, создаваемых
при работе демпфера (с помощью фильтра помех ФП-110). Два релей-
но-усилительных блока РУБ-134А и два фильтра помех установлены
между шпангоутами № 60 и 62 по левому борту-

s.	Блок дифференцирования и отключения БДО-134, предназначен-
ный для выдачи сигнала, пропорционального угловому ускорению рыс-
кания, на блок РУБ-134А. Установлен блок БДО-134 по левому борту
между шпангоутами № 60 и 62.

4.	Два рулевых агрегата управления РАУ-108, предназначенных
для отклонения руля направления посредством гидроусилителя при
получении сигналов. Рулевой агрегат управления представляет собой
раздвижную тягу, состоящую из агрегата РАУ-108, в шток которого с
одной стороны ввернут ушковый наконечник, а с другой — вильчатый
наконечник. РАУ-108 второго канала демпфера рыскания соединяет
входной рычаг гидроусилителя с рычагом секторной качалки, а
РАУ-108 первого канала соединяет второй рычаг секторной качалки с
рычагом коромысловой качалки. Дублирование каналов демпфера по-
вышает надежность его работы. Ход штоков рулевых агрегатов
Ii <7^^

г----I

I ш5 I

I канал

РАУ-108

8'\ L_

Последовательная
механическая связь
отрадотки тяги
на гидроусилитель
от двух РАУ-Р-Ю8

।

8 ii !l
\Г~Ш75

/1канал

РАУ-108

Рис, 4.18. Структурная схема внешних соединений демпфера рыскания ДР-134М:

1 — релейно-усилительные блоки РУБ-134А; 2 — реле ТКЕ-53ПД вклю-
чения питания 36 в; 3 — фильтры помех ФП-110;	/ — выключатели

ВГ-15К демпфера; 5 — концевые выключатели А812В блокировки уп-
равления триммером руля направления при включенном гидроусили-
теле; 6 — реле ТКЕ-52ПД блокировки работы демпфера при выклю-
ченном гидроусилителе; 7 — реле ТКЕ-52ПД блокировки демпфера при
включении автопилота: 8 — рулевые агрегаты РЛУ-108 ; 9 — дат-

чики ДУСУ-1-12АС угловой скорости рыскания (1 и II канале),
10 — датчик ДУСУ-1-12АС угловой скорости крена (I и II канала);
// — блок дифференцирования и отключения БДО-134; 12— пульт на-
стройки и контроля ПНК-134Б; 13— концевой выключатель МКВ-36
сигнализации положения закрылков; 14 — реле ТКЕ-52ПД включения
сигнала на взлете и посадке;/5 — штепсельный разъем для под-
ключения наземного пульта контроля
РАУ-108, ограниченный концевыми выключателями, вмонтированными
в агрегате, равен ±11,5±0,5 мм, а ход штоков, ограниченный механи-
ческими упорами в агрегате, равен ±13,8±0,5 мм. Максимальные уг-
лы отклонения руля направления от двух работающих рулевых агрега-
тов равны: при срабатывании концевых выключателей—±8о50,±10'
(±170+3 мм), при срабатывании механических упоров — ±10°20'± 10'
(+210±3 мм). Для парирования колебаний при левом развороте штоки
РАУ-108 обоих каналов должны выдвигаться, а при правом разворо-
те — втягиваться.

5.	Пульт настройки и контроля ПНК-134Б, предназначенный для
регулировки передаточного отношения угловых скоростей рыскания и
крена («у и сох) в каждом канале демпфера как на земле, так и в по-
лете, контроля за работоспособностью демпфера в полете и при назем-
ных проверках, а также выдачи сигнала для «завала» гиромоторов
датчиков ДУСУ-1-12АС при предполетной проверке демпфера. На
пульте настройки и контроля ПНК-134Б расположены:

две зеленые лампы, сигнализирующие о работе каналов демпфера
(горят при установке переключателей обоих каналов демпфера на
верхнем электрощитке в положение «Работа»);

потенциометры указателей положения штоков РАУ-108 (при ней-
тральном положении штоков указатели потенциометров также находят-
ся в нейтральном или среднем положении);

галетные переключатели для регулировки передаточного отноше-
ния угловых скоростей рыскания и крена (<оу и их);

переключатели (под колпачками) выдачи сигналов для «завала»
гидромоторов датчиков ДУСУ-1-12АС при предполетной проверке демп-
фера.

Расположен пульт настройки и контроля на этажерке оборудования
под левой панелью АЗС (за левым пилотом).

Принцип работы демпфера рыскания. Демпфер рыскания ДР-134М
во всем диапазоне полета с выключенным автопилотом работает в ре-
жиме парирования короткопериодических колебаний самолета. Для по-
вышения надежности каналы в демпфере дублированы, причем каж-
дый канал представляет автономную систему, установленную последо-
вательно в управлении рулем направления.

Действие каждого канала демпфера основано на измерении угло-
вых скоростей движения самолета относительно вертикальной и
продольной x(tox) осей и преобразования измеренных величин в про-
порциональные им отклонения руля направления.

Закон работы демпфера рыскания выражается формулой

ТР

Ах = ТРП'пу + 1Ло)х

где Ах — ход штока РАУ-108 от нейтрального положения, мм; и>у— уг-
ловая скорость самолета относительно его вертикальной оси (угловая
скорость рыскания), град!сек; сох — угловая скорость самолета отно-
сительно его продольной оси (угловая скорость крена), град/сек.;
(цю и р(1)ж—передаточные числа, представляющие отношения хода
штока РАУ-108 к угловой скорости самолета относительно соответст-
вующеп оси, ^рад сек  ; I—постоянная времени фильтра по сигналу
Юу, сек (Г=2+0,6 сек);

(р =	\ — оператор дифференцирования.

Сигнал по угловой скорости крена сох подключается в схему демп-
фера только при выпущенных закрылках.
Так как перемещение штока каждого РАУ-108 вызывает пропор-
циональное отклонение руля направления, то закон работы демпфера
может быть записан в следующем виде:

ТР

"р. и = К^у' ТР + \ Шу + ^Шх Шх'

где бр.и — угол отклонения руля направления от демпфера (сумма-
рный от двух каналов), град;

А'и, уи КШх—передаточные числа по соответствующим сигналам (сум-
марные по двум каналам), представляющие отношения
отклонения руля направления к соответствующей угло-
град-р.н
вой скорости,  ~д1с -~ -

Передаточные отношения Кму и Асо* изменяются в диапазонах: по
I каналу от 0 до 1,2	по // каналу от 0 до 1,5 -,рад1сек~

Отклонения руля направления от демпфера: / канал: рабочие
±3,8°±0,17°, максимальные ±4,6°±0,17°;	// канал: рабочие

±4,8°±0,2°, максимальные ±5,7° ±0,2°.

Суммарные отклонения от двух работающих каналов: рабочие
±8°50'±10' (по концевикам), максимальные ±10°20'±10' (по механи-
ческим упорам)

В цепь сигнала ыу включен фильтр с передаточной функцией

ТР

ТР+1

с постоянной времени 7’=2±0,6 сек, предназначенный для снятия до-
полнительного усилия на педалях от демпфера при развороте.
Фильтр пропускает только сигнал, изменяющийся с частотой более
0,1 гц, т. е. при постоянной угловой скорости разворота штоки РАУ-108
устанавливаются в нейтральное положение и не дают дополнительного
отклонения руля направления, препятствующего развороту и соответ-
ственно не дают усиления на педалях.

При возникновении угловой скорости рыскания ыу оба датчика уг-
ловых скоростей ДУСУ-1-12АС рыскания выдают сигналы, которые че-
рез масштабное устройство в ПНК-134Б и дифференцирующую цепоч-
ку БДО-134 поступают на входную обмотку суммирующего магнитно-
го усилителя РУБ-134А. Отсюда эти сигналы через усилитель блока
РУБ-134А подаются на оба рулевых агрегата РАУ-108. Штоки рулевых
агрегатов, выдвигаясь или втягиваясь в зависимости от знака угловой
скорости и полярности сигнала, отклоняют руль направления через
гидроусилитель на величину, пропорциональную угловой скорости
рыскания.

При правом развороте самолета руль направления отклоняется
вправо, а при левом развороте — влево. Для улучшения характеристик
боковой устойчивости и управляемости самолета на больших углах
атаки, т. е. на взлетно-посадочных режимах, при выпущенных закрыл-
ках в схему демпфера подключаются датчики по угловой скорости
крена. При отклонении элеронов с появлением угловой скорости крена
демпфер при получении сигналов от этих датчиков через РАУ-108 и
гидроусилитель отклоняет руль направления в сторону крена. Это
уменьшает скольжение самолета на опущенное полукрыло, препятст-
вуя нарушению обтекания полукрыльев вследствие изменения угла
стреловидности их, уменьшает колебания переходного процесса от уг-
ловой скорости крена, т. е. устраняет «зависание» самолета по крену
при перекладке элеронов.

В схеме демпфера рыскания предусмотрены следующие блокировки.

1.	Отключение демпфера при падении давления в гидросистемах
или при выключении гидроусилителя через концевой выключатель
112
А812В в механизме включения пружинного загружателя, имитирующе-
го усилия на педалях при работающем гидроусилителе, который так-
же блокирует электромеханнзм триммера руля направления и механиз-
мы триммерного эффекта.

2.	Отключение датчиков по угловой скорости крена <ог при уборке
закрылков.

3.	Отключение демпфера при включении автопилота (гидроусили-
тель и оба пружинные загружателя, установленные в системе управ-
ления рулем направления, продолжают работать в течение всего поле-
та при исправных гидросистемах).

При установке выключателей ВГ-15К / и II канала на верхнем
электрощитке в положение «Нейтраль» демпфер рыскания отключает-
ся, штоки рулевых агрегатов РАУ-108 автоматически устанавливаются
в нейтральное положение, указатели потенциометров на пульте наст-
ройки и контроля также устанавливаются в нейтраль, а зеленые лам-
пы под ними гаснут.

Демпфер рыскания получает питание:

по	постоянному току — с панели АЗС левого пилота: / канал — с
шины № I, II канал — с шины № 2;

по переменному току — с распределительной коробки переменного
тока с напряжением 36 в.

Питание переменным током включается автоматически при вклю-
чении питания постоянным током автоматами АЗС-10.

Возможные неисправности демпфера рыскания
в полете и действия экипажа

1.	При отказе демпфера рыскания с выходом штока одного из ру-
левых агрегатов РАУ-108 па упор (стрелка указателя его потенциомет-
ра устанавливается в крайнем положении) появляется скольжение са-
молета, сопровождающееся заметным кренением. В этом случае необ-
ходимо парировать скольжение отклонением руля направления, а кре-
нение — элеронами, затем выключить отказавший канал демпфера его
переключателем на верхнем электрощитке и продолжать полет на од-
ном канале демпфера. В момент выключения неисправного канала
шток его РАУ-108 должен автоматически установиться в нейтральное
положение, что вызывает резкую перебалансировку педалей. Если же
шток рулевого агрегата неисправного канала не возвращается в ней-
тральное положение, то необходимо стриммировать усилие на педа-
лях и продолжать полет с педалями, смещенными от нейтрального по-
ложения.

2.	При появлении раскачки самолета по курсу и по крену, тряски
руля направления (указатели потенциометров обоих каналов хаотиче-
ски движутся и по ним нельзя определить отказавший канал) необхо-
димо выключить оба канала и поочередным включением определить
отказавший канал и отключить его. Дальнейший полег продолжать на
исправном канале. В случае неисправности обоих каналов необходимо
их выключить, продолжая полет без демпфера рыскания на приборной
скорости не свыше 550 км!ч. Учитывая, что при отключенном демпфере
рыскания резко возрастает колебательность бокового движения само-
лета, следует избегать резких отклонений руля направления и эле-
ронов.

УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ РУЛЕЙ

Управление триммерами руля высоты (рис. 4.19) осуществляется
тросовой проводкой, приводимой в действие штурвалами 1, располо-
женными на пультах обоих пилотов, или электромеханизмом УТ-15
(10), управляемым переключателями, установленными на штурвалах
Рис. 4.19. Управление триммерами руля высоты:

/ — штурвалы; 2 — стр елка -указатель; 3 —узлы стыковки тросов; 4 — текстолитовая накладка; 5 —
шарики-ограничители хода тросов; 6 — гермовыводы; 7 — барабан; 8 — ограничитель из пластмас-
сы; 9— шарикоподшипник; 10 — электромеханизм УТ-15; 11—распределительный барабан; 12 —
руль высоты; 13 — барабан винтового механизма; 14— кардан; 15 — латунная гайка; 16— ушковый*
наконечник винта; 17 — триммер; 18 — концевые выключатели Л812В; 19— ограничительные болты;

20 — планка; 21 — движок; 22 — вал барабана

управления элеронами, пли автоматом трпммерования АТ-2 при вклю-
ченной бортовой системе управления заходом на посадку БСУ-ЗП.

Механизм тросового управления триммерами, уста-
новленный на пульте левого и правого пилота, состоит из пластмассо-
вого штурвала, дюралюминиевого барабана и спирального диска, за-
крепленных на стальном валу, вращающемся в двух шарикоподшипни-
ках, запрессованных в литые кронштейны. На передней стенке пульта
(и на спиральном диске) прикреплена с помощью двух штифтов стрел-
ка-указатель 2 положения триммеров, а на верхней стенке пульта —
пластмассовая колодка с трафаретом и делениями. Цена каждого деле-
ния соответствует отклонению триммера на 2°30'. Тросы с барабана ле-
вого механизма спускаются под пол кабины и сзади шпангоута № б
переходят на правый.борт фюзеляжа, а между шпангоутами № 11 и
12 и № 14 и 15 стыкуются с тросами, идущими от барабана правого
механизма. Тросы проходят через ряд направляющих текстолитовых
роликов, через гермовыводы на переднем и заднем лонжероне центро-
плана и на задней стенке шпангоута № 55. Гермовывод троса обеспечи-
вает герметичность благодаря резиновому сердечнику, вставленному в
текстолитовый корпус. Резина сердечника при затягивании гаек креп-
ления корпуса гермовывода сжимается крышкой и плотно облегает
трос (рис. 4.20). Но чрезмерная затяжка сердечника увеличивает тре-
ние в проводке и приводит к преждевременному его износу, поэтому
для предотвращения преждевременного износа сердечника между
крышкой и корпусом прокладываются шайбы, а перед монтажом сер-
дечник густо смазывается смазкой ЦИАТИМ-203. Эксцентричность ус-
тановки гермовывода относительно оси троса не должна превышать
3 мм в любую сторону.

У шпангоута № 60 тросы поднимаются вверх и идут вдоль заднего
лонжерона киля к распределительному барабану 11 (см. рис. 4.19).
114
расположенному по оси самолета на заднем лон-
жероне стабилизатора Распределительный бара-
бан состоит из дюралюминиевого барабана 7,
жестко соединенного с валом 22, корпуса, к
крышке которого крепится электромеханизм
УТ-15(10). На нижней части вала 22 нарезана
трапецеидальная резьба. На нее навернут латун-
ный движок 21, к фланцу которого на двух бол-
тах прикреплена стальная планка 20 с вверну-
тыми в нее двумя ограничительными болтами 19.

На приливе корпуса расположены два кон-
цевых выключателя А812В (18), контакты кото-
рых для предохранения от загрязнения защище-
ны специальными резиновыми чехлами.

На канавки нижней части барабана 7 нама-
тываются два троса, идущие от пилотов; с ка-
навок верхней части барабана сбегают четыре

Рис. 4.20. Герметический
вывод тросов:

/ — трос; 2 — текстолитовый
корпус; 3 — крышка; 4 — ре-
зиновый сердечник; 5 — болт

троса, идущие попарно в левую и правую половины руля высоты вдоль
оси его вращения. Между нервюрами № 10 и 11 руля высоты тросы
наматываются на барабан 13 винтовых механизмов, который соединен
карданом 14 с латунной гайкой 15, имеющей внутреннюю трапецеидаль
пую резьбу. Карданное соединение закрыто резиновым чехлом, оклеен-
ным снаружи капроновым полотном. Внутрь ганки 15 входит стальной
винт 16, на наконечнике которого имеется ушко с шарикоподшипником
для соединения с кабанчиком триммера 17. Для смазки винтовой пары
на гайке запрессована масленка.

При вращении штурвалов на пультах управления триммерами
тросы через распределительный барабан и винтовые механизмы вызы-
вают отклонение триммеров руля высоты. При вращении штурвала от
себя триммеры отклоняются вверх на 8°±30'(15±1 мм), при вращении
штурвала на себя триммеры отклоняются вниз на ту же величину (за-
меры по внешним торцам триммеров).

Ограничение максимальных отклонений триммеров при ручном уп-
равлении осуществляется с помощью текстолитовой накладки 4, рас-
положенной на балочке у шпангоута № 21, в прорезях которой про-
ходят тросы, и стальных шариков-ограничителей 5, установленных на
тросах. При перемещении тросовой проводки на величину, соответст-
вующую максимальному отклонению триммеров, шарик 5 упирается в
текстолитовую накладку 4, так как прорезь в ней меньше диаметра

шарика, и ограничивает отклонение триммеров.

Тросовая проводка имеет предварительное натяжение 30±3 кГ
(тросы, соединяющие пульты триммеров, —15±1,5 кГ) при температу-
ре 20°С. Диаметр тросов — 2,5 мм, тип — КСАН-2,5. Тросовая провод-
ка имеет буквенную и цветную маркировку, выполненную на наконеч-
никах тросов (на ткани, приклеенной к ним и покрытой бесцветным
лаком); буквенная — ТВА: цветная — две желтые полосы (при натя-
жении троса триммеры отклоняются вверх); буквенная ТВБ: цветная —
одна желтая и одна черная полосы (при натяжении троса триммеры
отклоняются вниз).

Разъемные соединения в тросовой проводке управления триммера-
ми руля высоты установлены у шпангоутов № 11 и 12, 14 и 15, 39, 53
и 54, 57 и 58, на заднем лонжероне киля между нервюрами № 8 и 10 и
в обеих половинах руля высоты.

Разъемные соединения представляют собой стяжные латунные муф-
ты (тандеры), закрытые специальными чехлами из искусственной

кожи.

Тросы не должны иметь рваных жилок и нагартовки в местах со-
прикосновения с роликами. Направляющие ролики должны легко вра-
щаться. На них не допускаются повреждения реборд. Полное отклоне-
ние штурвала управления триммерами на себя и от себя — 470+60°
(1, 3 оборота), допустимая разность отклонений —30°. Усилие, требу-
емое для вращения штурвала на себя и от себя, должно быть не более
3,5 кГ. Величина люфта на внешней задней кромке триммера при
усилии 10 кГ не должна превышать 3 мм. Допустимая разность показа-
ний указателей положения триммеров на левом и правом пульте — по-
ловина деления (lo15z)-

Электрическое управление триммерами руля вы-
соты. В верхнюю часть вала 22 (рис. 4.19) редукционного барабана
11 вставлен на шлицах выходной вал электромеханнзма УТ-15. При уп-
равлении триммерами вручную вал 22 распределительного барабана
вращает выходной вал электромеханнзма вхолостую. При включении
электроцепи управления механизмом УТ-15 переключателем под крас-
ным колпачком на верхнем электрощитке и нажатии на один из пере-
ключателей ПНГ-15К, установленных на штурвалах управления эле-
ронами, в электромеханизме УТ-15 сработает электромагнитная муф-
та сцепления и вал электродвигателя Д-25А сцепляется с выходным
валом электромеханнзма. Вращение электромеханнзма передается ва-
лу 22 распределительного барабана 7, который приводит в действие
тросовую проводку и винтовые механизмы отклоняют триммеры и штур-
валы на заданную величину. Максимальные углы отклонения тримме-
ров от электромеханнзма ±4°30' (7,5±1,5 мм). Эти углы ограничивают-
ся концевыми выключателями 18, выключающими электродвигатель.
При нажатии на переключатели ПНГ-15К от себя триммеры откло-
няются вверх, а при нажатии переключателей на себя — вниз. После
отключения электродвигателя можно при необходимости увеличить
угол отклонения триммеров вниз или вверх до +8° посредством ручного
управления штурвалами. Поэтому штоки концевых выключателей 18 иа
распределительном барабане 11 имеют свободный ход 2—2,5 мм после
пх срабатывания на отключение электромеханнзма.

Положение триммеров при электрическом управлении контролиру-
ется так же, как и при ручном управлении. Для аварийного отключе-
ния механизма УТ-15 в случае какой-либо неисправности достаточно
закрыть колпачок на верхнем электрощитке (выключатель ВГ-15 при
этом разрывает цепь питания электродвигателя).

При включенной бортовой системе управления заходом на посадку
БСУ-ЗП для управления электромеханизмом УТ-15 используется авто-
мат триммнрования АТ-2, который входит в комплект этой системы.
Автомат триммнрования включается одновременно с включением про
дольного канала автопилота АП-6ЕМ-ЗП и работает в течение всего
полета с работающим автопилотом до отключения последнего, обеспе-
чивая автоматическое снятие нагрузок в системе управления рулем вы-
соты, возникающих при изменении режима полета и центровки само-
лета.

Автомат триммнрования обеспечивает также сигнализацию о пре-
вышении допустимых с точки зрения безопасности полета усилий в си-
стеме управления рулем высоты и автоматическое отключение элек-
тромеханизма УТ-15 при неисправностях автомата триммнрования ру-
ля высоты, вызывающих его перекладку в сторону увеличения усилий.

Чувствительным элементом автомата триммнрования АТ-2 являет-
ся датчик дублированных усилий ДДУ-1, установленный в регулируе-
мой тяге управления рулем высоты. Максимальные углы отклонения
триммеров руля высоты от работающего автомата триммнрования
АТ-2 составляют: вверх — 4°±30', вниз-—7°±30'.

Датчик дублированных усилий ДДУ-1 (пружинящий механизм),
поворачивающий индукционный датчик-рамку на определенную вели-
116
Рис. 4.21. Управление триммерами-флетнерами элеронов:

1 — качалка; 2—задний лонжерон ОЧК: 3 — электромеханизм МП-100МТ-20; 4 — тяги; 5 —
коромысловая качалка; 6 — трнммер-флетнер

чину в зависимости от усилий в тяге, соединенной с рычагом кардан-
ного вала руля высоты, подает сигналы через блок управления трим-
мером БУТ-3 на указатель автомата триммирования УАТ-3, а также на
электромеханизм УТ-15, но с запаздыванием в 5+2 сек. Запаздывание
нужно для того, чтобы автомат триммирования не реагировал на крат-
ковременные действия возмущений на самолет, например порыв ветра.

Указатель автомата триммирования УАТ-3 расположен на прибор-
ной доске левого пилота, при получении сигнала от датчика ДДУ-1
стрелка его отклоняется от индекса вверх или вниз, указывая усилия в
тяге управления рулем высоты. При усилиях около 30±10 кГ (сжатие)
и 45+10 кГ (растяжение) стрелка подходит к одной из рисок на шкале
указателя, при этом загорается сигнальная лампочка в нижней части
указателя. После получения сигнала механизм УТ-15 отклоняет триммер
руля высоты для триммирования усилий, стрелка на указателе возвра-
щается к индексу, а лампочка указателя гаснет. При усилии в регули-
руемой тяге более ЗС КГ (сжатие) и 50 кГ (растяжение), что
может быть в случае ненормальной работы автомата триммирования
АТ-2, датчик ДДУ-1 дает сигнал на отсоединение электромеханизма
УТ-15 от автомата триммирования. В этом случае стрелка указателя
УАТ-3 уходит за одну из рисок, горит сигнальная лампа внизу указа-
теля и, кроме этого, загорается красная сигнальная лампа на табло
отказов на левой и правой приборных досках с надписью «АТ» —
автомат триммирования. Продольный канал автопилота АП-6ЕМ ЗП в
этом случае отключается вследствие ограничения тяговых усилий руле-
вой машины.

Управление триммерами-флетнерами элеронов. На внутренних сек-
циях левого и правого элеронов установлены триммеры-флетнеры, уп-
равляемые как триммеры электрически, а как флетнеры— автоматиче-
ски кинематикой их подсоединения. Электрическое управление осуще-
ствляется двумя электромеханизмами МП-100МТ-20 (поз. 3, рис. 4.21),
установленными на верхнем поясе заднего лонжерона 2 отъемной ча-
сти крыла между нервюрами № 16 и 17 по одному на каждый элерон.
Электромеханизмы приводятся в действие переключателями 2ПНГ-15,
расположенными на пультах управления триммерами у левого и пра-
вого пилотов. Рядом с переключателями установлены белые лампы
сигнализации нейтрального положения триммера правого элерона. При
нажатии на переключатель 2ПНГ-15 шток электромеханизма 3, выдви-
гаясь пли втягиваясь, через качалку 1, тягу 4, коромысловую качалку
5, установленную на лонжероне элерона в литом кронштейне, и тягу 4
отклоняет в соответствующую сторону триммер 6 элеронов (на подня-
том элероне вниз, на опущенном вверх) Полный рабочий ход штока
электроме.ханнзма от нейтрального положения для отклонения тримме-
ра на максимальный угол вверх и вниз составляет ±8 мм, время от-
клонения триммера от нейтрального до крайнего положения —4,3—
—6,2 сек. Внутри каждого механизма имеются три концевых выклю-
чателя: два — для ограничения хода штока, т. е. отключения электроме-
ханизма при крайних положениях триммеров, а один — для сигнализации
нейтрального положения триммера. Сигнальная лампа горит при поло-
жении штока в диапазоне ±1 мм от нейтрального положения. При от-
клонении переключателя 2ПНГ-15 вправо правый триммер отклоняет-
ся вниз, левый — вверх. Максимальный угол отклонения — ±3°±30'
(±6 мм по внешним торцам). Электромеханизм можно включать при
любом положении элеронов.

Для уменьшения усилий от шарнирного момента элеронов на штур-
валах управления элеронами флетнер автоматически уменьшает вели-
чину момента вследствие образования угла между хордой элерона и
хордой триммера при отклонении элерона (вследствие автоматического
отклонения флетнера в сторону, противоположную отклонению элеро-
на). При отклонении элерона вверх коромысловая качалка 5, жестко
соединенная через тягу 4 и качалку 1 с электромеханизмом (в данный
момент неработающим), останется неподвижной, в результате чего
флетнер автоматически отклонится вниз. При максимальном отклоне-
нии элеронов на ±19° флетнер отклоняется на угол ±6°±30' (12±1льм),
т. е. между хордой элерона и флетнера образуется угол, равный этой
величине. Он ограничивается отклонением самого элерона. После этого
триммер-флетнер можно еще отклонить электрически. Суммарные от-
клонения триммера-флетнера в одну сторону—±9°±Г(18±2 мм).
Коэффициент сервокомпенсации (КСК) флетнера элеронов, представ-
ляющий собой отношение отклонения флетнера к отклонению элерона,
равен 0,3 (на внутренних и внешних секциях).

Синхронизация положения триммеров-флетнеров элеронов. Ввиду
возможной разницы в скоростях движения штоков электромеханизмов
в процессе эксплуатации могут быть случаи рассогласования положе-
ний левого и правого триммеров. Для контроля за их взаимным поло-
жением и согласования положений на щитке запуска двигателей уста-
новлен пульт синхронизации триммеров элеронов. На пульте синхро-
низации расположены: нажимный переключатель ПНГ-15К, включен-
ный в цепь управления электромеханизмом левого элерона, сигналь-
ная лампа нейтрального положения штока этого электромеханизма и
концевой выключатель Д-701 (при закрытии крышки пульта запуска он
разрывает цепь лампы, чтобы она не горела в полете). Синхронизация
положения триммеров элеронов производится перед полетом на земле
в следующем порядке.

1.	Переключателем управления триммерами элеронов на одном из
пультов триммеров установить в нейтральное положение триммеры до
загорания ламп на пультах, подсоединенных к концевому выключате-
лю нейтрального положения штока электромеханизма правого элерона.

2.	Открыть крышку пульта синхронизации и добиться нажимным
переключателем загорания сигнальной лампы на пульте синхрониза-
ции, подсоединенной к концевому выключателю нейтрального положе-
ния штока электромеханизма левого триммера.

Синхронизация считается достигнутой при одновременном горении
трех ламп сигнализации: одной на пульте синхронизации и двух на
пультах триммеров пилотов.

3.	Закрыть крышку коробки запуска.

Предупреждение. Запрещается производить синхронизацию
триммеров элеронов в полете.

Управление флетнерами элеронов. На внешних секциях правого и
левого элеронов установлены флетнеры. Флетнеры отклоняются авто-
матически аналогично флетперам внутренних секций той же кинемати-
118
кой, что и при управлении триммерами-флетнерами при неработающем
электромеханизме. Отличие в кинематике состоит лишь в том, что тяга
флетнера закреплена к профилю, приклепанному на задней стенке лон-
жерона крыла, а в управлении триммером-флетнером его тяга через
качалку соединена со штоком электромеханнзма.

Отклонения флетнеров внешних секций-—±6°+30'(12±1 мм) при
полных отклонениях элеронов. Замеряются отклонения по внутреннему
юрцу флетнеров. Допустимые максимальные люфты у триммеров-флет-
неров внутренних секций элеронов — 2 мм, у флетнеров внешних сек-
ций элеронов— 1,5 мм, при этом к их задним кромкам прикладывается
нагрузка 10 кГ.

Управление триммером-флетнером руля направления. На руле на-
правления установлен триммер-флетнер, который управляется так же,
как триммеры-флетнеры элеронов. Электрически триммер управляется
только при выключенном или вышедшем из строя гидроусилителе по-
средством электромеханнзма МП-100МТ-36, установленного на зад-
нем лонжероне киля. Электромеханизм триммера приводится в дейст-
вие нажимными переключателями 2ПНГ-15, расположенными на пуль-
тах триммеров левого и правого пилотов. Для контроля нейтрального
положения триммера рядом с переключателем установлена белая сиг-
нальная лампа. При отклонении переключателя вправо триммер откло-
нится влево на угол 3°30'±30'(17±2,5 мм). Полный ход штока электро-
механизма от нейтрального до одного из крайних положений—18 мм,
время перекладки триммера — 10—14 сек, после чего электромеханизм
выключается концевыми выключателями, установленными в нем. При
отклонении переключателя влево триммер отклонится вправо на ту же
величину. Электромеханизм можно включать при любом положении
руля.

В полете триммер практически никогда не работает от электромеха-
низма, так как в течение всего полета гидроусилитель включен и цепь
питания электромеханнзма триммера разомкнута концевым выключа-
телем А812В на механизме включения пружинного загружателя. Элек-
трическое управление триммером необходимо только при безбустер-
ном управлении рулем. Как флетнер триммер-флетнер руля направле-
ния работает автоматически при отклонении руля в течение всего по-
лета. При максимальном отклонении руля направления флетнер от-
клоняется вправо и влево на углы 17°30'±30/(84±2,5 мм). При несоб-
людении этого условия при правом и левом разворотах нагрузки на
педалях будут разные. Предельное отклонение флетнера ограничено от-
клонением руля. Суммарное отклонение триммера-флетпера в одну
сторону —2Г±1°(Ю1 ±5 мм) и замеряется по верхнему торцу. Коэф-
фициент сервокомпенсации флетнера равен 0,7. Люфт по задней кром-
ке триммера-флетнера под нагрузкой 10 кГ допускается не более 2 мм.

УПРАВЛЕНИЕ МЕХАНИЗМАМИ СТОПОРЕНИЯ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ

Управление механизмами стопорения осуществляется тросовой про-
водкой с помощью рукоятки 6, установленной на пульте левого пилота
(рис. 4.22). С ролика рукоятки спускаются под пол два троса, которые
по системе оттяжных и выравнивающих роликов идут по левому борту
фюзеляжа над тягами управления рулями и элеронами. На шпангоуте
№ 19 проводка системы стопорения переходит на правый борт и идет
рядом с проводкой управления триммерами руля высоты. Между
шпангоутами № 24 и 26 к основной проводке с помощью специального
разъемного соединения прикрепляются два троса, идущие к механизму
стопорения проводки элеронов, смонтированному на литом кронштейне
на переднем лонжероне центроплана. В приливе кронштейна запрессо-
вана бронзовая втулка, в которую входит стопорный штырь. На качал-
ке управления элеронами закреплен стальной сектор 13 со стопорным
Рис. 4.22. Управление механизмами стопорения рулей и элеронов:

1— кулачок; 2— вал; 3— ролик рукоятки; 4—сектор; 5 — концевой выключатель Л812В; 6 — руко-
ятка стопорения; 7 — рычаг управления двигателем; 8 — ролнк; 9— конусный наконечник: 10 —
пружина внутренняя; 11 — корпус стопорного штыря; 12 — щека; 13 — сектор; 14 — кронштейн на-
вески руля высоты; 15 — качалка; 16—серьга; 17 — пружина; 18 — ограничитель отклонения руля
высоты; 19 — карданный вал; 20 — ограничительные болты

конусным пазом. В него при стопорении системы управления входит
стопорный штырь 11, ушко которого соединено двумя стальными серь-
гами 16 с малым плечом литой качалки 15. Ее большое плечо соедине-
но с тросовой проводкой. На штыре установлена возвратная пружина,
исключающая возможность самопроизвольного стопорения, так как в
случае обрыва тросов опа, разжимаясь, выведет штырь из гнезда. Для
предотвращения чрезмерного истирания хромированной поверхности
сектора и штыря при скольжении последнего до совпадения с гнездом
сектора внутри стального корпуса 11 штыря установлен конусный на-
конечник 9 из стали ЗОХГСА, на штоке которого размещена внутренняя
пружина 10. Пока конусный паз сектора не встанет против штыря, ко-
нусный наконечник, обжимая внутреннюю пружину, скользит по по
верхности сектора 13, но при подходе гнезда плотно входит в него
и стопорит управление. Наличие смазки в стопорном гнезде может
привести к самопроизвольному расстопореншо, а загрязнение его — к
ненадежному стопорению. Поэтому в процессе эксплуатации необходи-
мо периодически (при проведении 250-часового регламента) проверять
чистоту гнезд и штырей и протирать их чистой сухой ветошью.

Механизмы стопорения рулей высоты и направления выполнены
так же, как и механизм стопорения элеронов. Они расположены

для стопорения руля высоты — на литом кронштейне, закрепленном
на правом кронштейне навески руля высоты; а стопорное гнездо сде-
лано в стальной щеке, вставленной в прорезь рычага, закрепленного
жестко на карданном валу руля высоты;

для стопорения руля направления — на литом кронштейне, закреп-
ленном на заднем лонжероне киля, а стопорное гнездо сделано в
стальной щеке, вклепанной в носок руля у нервюры № 1, — межд>
клыками-ограничителями отклонения руля.

Тросы стопорения рулей проходят рядом с тросами управления
триммерами руля высоты через гермовыводы на шпангоуте № 55 и на
шпангоуте № 60 поднимаются к заднему лонжерону киля. В средней
части шпангоута № 60 тросы разветвляются на дне пары, два из кото-
рых подходят к узлу стопорения руля направления, а два других под-
нимаются вдоль заднего лонжерона киля к узлу стопорения руля вы-
соты.
Для стопорения органов управления необходимо установить педа-
ли и штурвал элеронов в нейтральное положение, колонку управления
отклонить полностью вперед и убедиться, что рычаги управления дви-
гателями находятся в крайнем заднем положении («Останов»). После
этого необходимо поднять вверх кнопку рукоятки стопорения вверх и
переместить рукоятку вперед до входа стопора в паз сектора. Руль
высоты стопорится в крайнем нижнем положении, чтобы отклоненный
на стоянке руль создавал на стабилизаторе при обтекании его встреч-
ным ветром положительную подъемную силу (направленную вверх),
момент которой стремился бы прижимать нос самолета к земле, пред-
отвращая тем самым возможность опрокидывания самолета на хвост
под действием сильного порыва ветра. Кроме того, стопорение руля
высоты в крайнем нижнем положении исключает вероятность самопро-
извольного его стопорения в полете, так как руль высоты ни на одном
режиме полета не отклоняется полностью вниз и создает удобства при
эксплуатации самолета на земле: пилоты имеют возможность свободно
сесть в кресла.

Для устранения возможного повреждения стопорного механизма
руля направления при включенном гидроусилителе (при нажатии на
педали вследствие люфтов в проводке гидроусилитель стремится от-
клонить руль направления) система стопорения сблокирована с систе-
мой включения электромагнитного крана гидроусилителя при помощи
концевого выключателя А812В (5) (см. рис. 4.22), приводимого в дей-
ствие кулачком 1, закрепленным на валу 2 рукоятки стопорения 6.
При стопорении рулей концевой выключатель размыкает цепь
между переключателем и электромагнитным краном гидроусилителя, а
при снятии рулей со стопора замыкает ее.

Тросовая проводка управления стопорными механизмами имеет
предварительное натяжение при температуре 20°С‘ от пульта управле-
ния до шпангоута № 24 — 30±3 кГ; от шпангоута № 24 до шпангоута
№ 60 — 20±3 кГ; в остальных местах—10±1,5 кГ. Тросы —типа
КСАН-3,5.

Величина зазоров между торцовыми поверхностями штырей и сто-
порных гнезд в положении «Расстопорено» для стопоров: элеронов —
9	.«.и, руля высоты —6±0,5 мм, руля направления—6±0,5 мм.

На наконечниках тросов системы стопорения имеется буквенная и
цветная маркировка: буквенная-—СА; цветная — две красные полосы
(при натяжении троса рули и элероны стопорятся); буквенная—-СБ:
цветная — одна красная и одна черная полосы (при натяжении троса
рули и элероны снимаются со стопора).

Разъемные регулируемые соединения тросов системы стопорения
осуществляются с помощью стяжных латунных муфт (тандеров), рас-
положенных у шпангоутов № 10, 11, 28, 39, 54, 60 и на заднем лонжеро-
не киля между нервюрами № 7 и 9.

УПРАВЛЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРОМ

Для обеспечения возможности эксплуатации самолета в более ши-
роком диапазоне центровок стабилизатор выполнен переставляемым
(управляемым). Отклонение его в пределах от —Г35' до —3° относи-
тельно строительной горизонтали самолета (СГФ) на взлете и посадке
способствует увеличению отрицательной подъемной силы и, следователь-
но, кабрпрующего момента горизонтального оперения. Это позволяет пи-
лоту произвести подъем передней ноги и вывести самолет на взлетный
угол атаки 9—10° с приемлемыми для него усилиями даже при взлете
или посадке с передними центровками самолета при сохранении требу-
емого запаса хода руля высоты.
Рнс. 4.23. Управление стабилизатором:

/— > к’ктромехашим MVC-7A; 2— гнездо для ручного привода; J—кронштейн; 4— ц«ягфа поцьем-
«ика; 5—механизм концевых выключателей МКВ-38; 6 ~~ винтовой подъемник; 7— шарнир; <8 —
качалка; 9—серьга; 10 — кронштейн; 11 — узел крепления стабилизатора; 12 — датчик положения
стабилизатора; 13 — пружины; 14 — упор

Необходимость перестановки стабилизатора на больший отрица-
тельный угол при взлете вызвана значительным пикирующим момен-
том, создаваемым реактивной тягой двигателей на взлетном режиме
из-за высокого расположения двигателей относительно центра тяже-
сти самолета. Кроме того, пикирующий момент при разбеге создают
силы трения колес и силы реакции основных стоек шасси. В зависи-
мости от заправки самолета топливом расстояние между линией дейст-
вия реактивной тяги двигателей и центром тяжести самолета состав-
ляет 650—750 мм. Поэтому пикирующий момент, создаваемый суммар-
ной реактивной тягой (13 600 кГ) обоих двигателей на взлетном режи-
ме, примерно равен 9 000—10 000 кГм и без перестановки стабилизато-
ра пилоту надо было бы приложить значительные усилия для париро-
вания этого момента, особенно при передних центровках самолета.

Поворот стабилизатора происходит в задних узлах И (рис. 4.23)
крепления его на киле и осуществляется шарнирным механизмом перед-
ней подвески стабилизатора, состоящим из серьги 9 и качалки 8, уста-
новленной на фитингах-кронштейнах переднего лонжерона киля. На нем
же в кронштейн 3 установлен винтовой подъемник 6 стабилизатора,
шарнирно соединенный с рычагом, отлитым за одно целое с качалкой 8.
На этом кронштейне установлен электромеханизм 1 управления стаби-
лизатором МУС-7А, выходной вал которого соединен через кардан с
винтом подъемника 6. При включении электромеханнзма вращается
винт подъемника, а гайка подъемника, перемещаясь по винту, повора-
чивает соединенную с ней качалку 8 с рычагом и посредством серьги 9
отклоняет стабилизатор вниз. В основном (полетном) положении ста-
билизатора (угол установки —ГЗО' относительно СГФ) шарниры перед-
ней подвески стабилизатора образуют кинематический замок, т. е. все
три оси шарниров серьги 9 и качалки 8 располагаются в одной плос-
кости.

Для повышения надежности фиксации системы в положении кине-
матического замка рычаг качалки 8 удерживается двумя мощными пру-
жинами 13, препятствующими складыванию замка, а под рычагом на
переднем лонжероне киля закреплен упор 14, в который упрется рычаг
в случае разрушения соединения гайки подъемника с рычагом. В элект-
ромеханизме МУС-7А установлены два электродвигателя Д-600ТВ, свя-
занные между собой через суммирующий дифференциальный редуктор
и питающиеся от отдельных электроцепей. В случае выхода из строя
122
одного из электродвигателей или цепи его питания стабилизатор пере-
мещается оставшимся исправным электродвигателем, но со скоростью
вдвое меньшей, чем при перестановке от двух работающих электродви-
гателей.

При достижении стабилизатором крайних положений (—1°35' пли
—3°) электромеханизм МУС-7А автоматически выключается концевыми
выключателями механизма МКВ-38 (5), установленного на подъемни-
ке 6 стабилизатора (система управления стабилизатором при этом сто-
порится посредством тормозных муфт электромеханизма). Перемещение
стабилизатора за пределы крайних положений в случае неисправности
механизма МКВ-38 ограничено механическими упорами, встроенными
в подъемник стабилизатора.

При перегрузке выходного вала электромеханизм переходит в ре-
жим пробуксовки, ограничивая момент, нагружающий систему управле-
ния стабилизатором, величиной 7,5—10 кГм. Для регулировки и провер-
ки системы в обесточенном состоянии на земле перемещение стабилиза-
тора может осуществляться вручную с помощью съемной рукоятки руч-
ного привода механизма МУС-7А. Для уменьшения трения и повышения
к. п. д- винтовой пары подъемника перемещение гайки по винту осуще-
ствляется на шариках, заполняющих три секции в гайке, каждая из ко-
торых образует отдельную замкнутую цепочку шариков.

Управление стабилизатором осуществляется нажимными переключа-
телями 2ПНГ-15 «Кабрирование» и «Пикирование», размещенными на
пультах триммеров. Положение стабилизатора контролируется по ди-
станционному указателю положения стабилизатора УПС-1К, располо-
женному на средней приборной доске. Датчик ДЗП-47 указателя 12 ус-
тановлен в хвостовом обтекателе киля за задним лонжероном стабили-
затора и связан с последним тягой. Время перемещения стабилизатора
от 0° до —1°30' по УПС-1К на земле при совместной работе двух элект-
родвигателей— не более 5,5 сек, при раздельной работе каждого элект-
родвигателя — не более 11 сек (раздельная работа электродвигателей
осуществляется выключением соответствующего АЗС па панели АЗС
левого пилота). Максимально допустимая скорость по прибору для пере-
становки стабилизатора — 400 км!ч.

УПРАВЛЕНИЕ ЗАКРЫЛКАМИ

Управление закрылками (рис 4.24) — электромеханическое, осуще-
ствляется электромеханизмом МПЗ-18А-5 (/), крутящий момент кото-
рого передается посредством трансмиссии восьми винтовым подъемни-
кам 8, связанным непосредственно с закрылками. Электромеханнзм
МПЗ-18А-5 управляется переключателями нажимного типа: на мото-
пульте левого пилота установлен переключатель ЗППНГ-15К, а на мо-
топульте правого пилота—переключатель 2ПНГ-15.

Электромеханизм МПЗ-18А-5 расположен под полом на заднем лон-
жероне центроплана по оси самолета и состоит из двух электродвигате-
лей Д-600-5, связанных между собой через суммирующий дифференци-
альный редуктор, который передает вращение на выходной вал механиз-
ма, приводящий в действие трансмиссию закрылков. Установка двух
электродвигателей повышает надежность работы электромеханизма, так
как в случае отказа одного из электродвигателей обеспечивается выпуск
или уборка закрылков от другого, но за время вдвое большее. Каждый
из электродвигателей имеет независимую цепь управления, защищенную
АЗС, установленными на панели АЗС левого пилота.

При крайних положениях закрылков электродвигатели автоматичес-
ки выключаются концевыми выключателями механизма концевых вы-
ключателей МКВ-36 (4), который расположен на валу трансмиссии
слева от электромеханизма МПЗ-18А-5. Полый червячный вал механиз-
123
Рис. 4.24. Схема управления закрылками:

/ — электро механизм МПЗ-18А-5; 2 — герметические узлы; 3—карданный узел; 4— механизмы
концевых выключателей МКВ-36; 5 — валы трансмиссии; 6 — задний лонжерон; 7— балка; 8—
винтовой подъемник; 9 — направляющий рельс; 10 — закрылок; 11— механизм датчика ДЗП-47

ма МКВ-36, вращаясь вместе с трансмиссией, поворачивает червячное
колесо, на валу которого расположены два кулачка, обжимающие рыча-
ги. Они нажимают кнопки двух микровыключателей для одновременного
отключения электродвигателей при крайних положениях закрылков
В случае неисправности механизма МКВ-36 ход закрылков ограничива-
ется упорами в винтовых подъемниках. Для предохранения электроме-
ханизма МПЗ-18А-5 и всей системы управления закрылками от пере-
грузки дисковая фрикционная муфта, встроенная в электромеханизм,
пробуксовывает при крутящем моменте на выходном валу 12—16 кГм.
Справа от механизма МПЗ-18А-5 на валу трансмиссии установлен вто-
рой механизм концевых выключателей МКВ-36, предназначенный для
управления электроцепью звуковой сигнализации ( в случае выпуска
закрылков на взлете на угол менее 18° или более 22° при выводе обоих
двигателей на взлетный режим включает цепь сирены) и управления
электроцепью питания крана ГА-163 системы управления поворотом ко-
лес передней ноги. Кроме того, механизмы концевых выключателей
МКВ-36 обеспечивают: управление электромеханизмом полетного пру-
жинного загружателя руля направления, переключение режимов рабо-
ты системы АУАСП-15 Кр со взлетно-посадочного на полетный и, на-
оборот, управление электроцепью питания лампы-табло «Выпусти шас-
си» прибора ППС-2МК и управление электроцепями подключения дат-
чиков угловых скоростей крена из комплекта демпфера рыскания. Для
обеспечения нормальной работы механизмов МКВ-36 периодически про-
веряется их регулировка. Для выполнения взлета с закрылками, выпу-
щенными на 10° (с ВПП с плохими воздушными подходами, при высо-
кой температуре наружного воздуха и при полной загрузке), необходи-
мо выключить АЗС сирены на правой панели АЗС, а после уборки
закрылков включить его.

Трансмиссия закрылков проходит по лонжерону № 2 крыла и состо-
ит из отдельных трубчатых валов, связанных посредством карданных
узлов 3. Карданные узлы служат также для компенсации монтажных
перекосов в узлах трансмиссии и для связи с валами трансмиссии, распо-
ложенными под углом к ней. Кроме того, карданы исключают изгиб п
заклинивание трансмиссии при деформациях крыла. Осевые шлицы в
карданах позволяют валам трансмиссии удлиняться или укорачиваться
при деформациях крыла. Опорами для валов трансмиссии являются
кронштейны-подвески с игольчатыми подшипниками. Трансмиссия сты-
куется с электромеханизмом МПЗ-18А-5, подъемниками и редукторами
посредством шлицевых соединений. В местах выхода трансмиссии из
фюзеляжа установлены герметичные узлы 2.
Рис. 4.25. Винтовой подъемник закрылка:

I — пробка; 2— коническая шестерня ведомого вала; 3—винт; 4— передний упор; 5—буфер; 6—
-сальник; 7, 11, 16 — телескопический кожух; 8 — узел крепления к закрылку; 9 — задний упор; 10 —
вильчатый наконечник ходовой гайкн; 12 — винт; 13 — гайка; 14 — втулка; 15 — кольцо; /7 — голов-
ка корпуса; 18— вал с ведущей шестерней

Подъемники закрылков (рис. 4.25) представляют собой винтовые
механизмы, преобразующие вращение трансмиссии в поступательное
движение гайки 13 подъемника, соединенного с закрылком (вильчатая
труба,прикрепленная к гайке, соединяется со шкворнем закрылка). Для
уменьшения трения в винтовой паре и повышения ее к. п. д. выбрана па-
ра качения. Шарики заполняют две секции в гайке, каждая из которых
образует отдельную замкнутую цепочку шариков- На внешней поверх-
ности гайки сделаны два свободных канала (по одному для каждой
секции), замыкающие контур, по которому катятся шарики при работе
винтовой пары. После прохода контура шарики направляются зубом-
отражателем по обводному каналу обратно в начальные витки контура.
Перемещение гайки вдоль винта ограничивается двумя упорами на
винте: передний (верхний) упор 4 ограничивает движение гайки при
уборке закрылков, а задний (нижний) упор 9 — при выпуске их на по-
садочный угол 38°.

Винт и гайка закрыты телескопическим кожухом, защищающим ра-
бочие поверхности винтовой пары от загрязнения. Контроль за положе-
нием закрылков осуществляется по двум указателям УЗП-47, располо-
женным на средней приборной доске пилотов- Датчики положения за-
крылков ДЗП-47, входящие в комплект УЗП-47, установлены на концах
валов трансмиссии управления левым и правым закрылком вблизи край-
них подъемников внешних закрылков, что обеспечивает сигнализацию
работы всей трансмиссии.

Указатели показывают углы отклонения внутренних закрылков, ко-
торые выпускаются при взлете в нормальных условиях на 20° (на пред-
варительном старте) и при посадке на 38° (в два приема: после третье!о
разворота на 15°, после четвертого разворота перед входом в глиссаду
на 38°). Максимально допустимая скорость при выпуске закрылков па
15° — 400 км!ч, при выпуске закрылков на 38° — 340 км/ч. Время убор-
ки и выпуска закрылков при совместной работе двух электродвигателей
механизма МПЗ-18А-5— не более 25 сек, при раздельной работе каждо-
го электродвигателя — не более 50 сек. Для регулировки и проверки
системы управления закрылками в обесточенном состоянии на земле
выпуск и уборку закрылков можно осуществить вручную с помощью
сьемной рукоятки ручного привода электромеханнзма МПЗ-18А-5.
Люфт закрылков при их выпущенном положении не должен превышать
7 мм под нагрузкой 35 кГ, приложенной вверх посередине задней кром-
ки закрылка. Люфт закрылков в убранном положении не допускается.
Зазор между верхней обшивкой внешнего закрылка и хвостовым про-
филем интерцептора должен быть 3—5 мм.
Предупреждение. Если в процессе выпуска закрылков при заходе на
посадку нарушается боковое равновесие самолета и возникают значи-
тельные усилия на штурвале элеронов, необходимо немедленно прекра-
тить выпуск закрылков, так как крен возникает вследствие неисправно-
сти в системе управления закрылками одной из половин крыла. Затем,
убирая закрылки импульсами, добиться бокового равновесия самолета и
оставить закрылки в положении, соответствующем равновесию, до посад-
ки. Снижение нужно выполнять на скорости на 10—15 кл/ч выше нор-
мальной скорости снижения. После полета в условиях обледенения и при
заходе на посадку в условиях низкой облачности и обледенения при на-
личии льда на стабилизаторе и невозможности удаления его нужно вы-
полнять посадку с убранными закрылками при повышенном внимании,
учитывая резкое ухудшение обтекания стабилизатора из-за обледенения
и влияние его на характеристики продольной устойчивости и управляе-
мости самолета.

УПРАВЛЕНИЕ ПОСАДОЧНЫМ ЩИТКОМ

Управление посадочным щитком (рис. 4.26) —электромехани-
ческое, осуществляется с помощью электромеханизма МПЗ-18 (9),
передающего крутящий момент через трансмиссионные валы двум
винтовым подъемникам, связанным непосредственно со щитком.

Электромеханизм МПЗ-18 приводится в действие переключателями
«Выпуск» и «Уборка» нажимного типа: на электрощитке мотопульта ле-
вого пилота установлен переключатель ЗППНГ-15, а на электрощнтке
мотопульта правого пилота —переключатель 2ПНГ-15. Электромеха-
низм МПЗ-18 установлен под полом у шпангоута № 38 по оси самолета
и конструктивно выполнен аналогично электромеханизму закрылков, но
в нем установлены два электродвигателя Д-600ТА, каждый из которых
имеет независимую цепь управления, защищенную АЗС-5, установлен-

Рис 4.26. Схема управления посадочным щитком:

/ — посадочный щиток: 2—винтовые подъемники; 3—кронштейны крепления щитка; 4 —карданы-
5 — герметические узлы; 6 — трансмиссионный вал; 7 — кронштейн; 8 — фланцевая втулка; 9 —
электронехаиизм МПЗ-18; 10 — кронштейн; 11 — механизм датчика с МКВ-36
ними на панели АЗС левого пилота. Для автоматического выключения
электромеханизма МПЗ-18 при достижении щитком крайних положений
на вал}' трансмиссии у шпангоута № 38 расположен механизм 11 конце-
вых выключателей МКВ-38 (справа от электромеханизма МПЗ-18), в
общем корпусе с которым смонтирован и датчик положения щитка
ДЗП-47. Для предохранения электромеханизма и системы управления
щитком от перегрузки фрикционная муфта, встроенная в электромеха-
низм, пробуксовывает при крутящем моменте на выходном валу
8,5—11 кГм. Для вращения выходного вала и выпуска (уборки) щит-
ка вручную при обесточенных электродвигателях на земле можно ис-
пользовать ручной привод, вставляемый в гнездо корпуса механизма
МПЗ-18

Трансмиссия щигка состоит из отдельных трубчатых валов, связан-
ных между собой карданами 4 и фланцевыми втулками 8. Трансмиссия
поддерживается кронштейнами 7 с игольчатыми подшипниками- Около
подъемников, в местах выхода из герметичной части фюзеляжа, установ-
лены герметические узлы 5.

Подъемники 2 щитка по конструкции аналогичны подъемникам за-
крылков, но в них имеются три отдельные секции для шариков.

На головках подъемников имеются цапфы, с помощью которых они
устанавливаются на диафрагме у шпангоута № 38.

Контроль за положением щитка осуществляется по указателю
УЗ П-47, расположенному на средней приборной доске. Выпускается
щиток на 40°±1° при заходе на посадку в нормальных метеорологиче-
ских условиях после входа в глиссаду, а при заходе на посадку в слож-
ных метеорологических условиях — после выхода из облачности. Для обе
спечения нормального снижения по глиссаде в момент выпуска щитка не-
обходимо увеличить на 1,5—3% обороты двигателей, кроме того, это об-
легчает уход на второй круг с выпущенным щитком. Максимально до-
пустимая скорость по прибору при выпуске подфюзеляжного щитка —
340 км!ч. Время полного выпуска (уборки) щитка на земле от двух ра-
ботающих электродвигателей — не более 15 сек, а от одного работаю-
щего двигателя — не более 30 сек. Люфт щитка, замеряемый по задней
кромке под нагрузкой 15 кГ, допускается не более 3- мм при выпущен-
ном щитке, провисание щитка — не более 3 мм, зазор между передней
кромкой щитка и передним обтекателем — не более 2 мм, а между зад-
ней кромкой щитка и задним обтекателем — не более 3 мм.

УПРАВЛЕНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ

Управление интерцепторами—электрогидравлическое, осуществляется
посредством двух гидроприводов, шарнирно закрепленных к кронштей-
нам на заднем лонжероне средней части крыла между нервюрами № 10
и 11 (по одному гидроприводу на каждый интерцептор). Жидкость к
гидроприводам подводится от основной гидросистемы под давлением
210 кГ/см2 через электромагнитный кран ГА-163, управляемый переклю-
чателем ППНГ-15К, расположенным на электрощитке левого пилота, и
кнопкой 204КС, установленной под гашеткой на правом роге штурвала
левого пилота. Для обеспечения равномерного выпуска интерцепторов
имеется гидравлическая синхронизация правого и левого интерцепторов.
Проводка управления интерцепторами проложена вдоль задней стенки
второго лонжерона крыла между нервюрами № 9—15 и состоит из трех
стальных сварных качалок 4 (рис. 4.27), двух стальных тяг 5, соединяю-
щих нижние плечи качалок, и трех регулируемых звеньев 3, соединяю-
щих верхние плечи качалок с кронштейнами 7 интерцепторов.
Рис.’4.27. Схема управления интерцепторами:

интерцептор: 2 — гидравлический цилиндр; 3 — соединительное звено; 4—качалка; 5 — гага;
6 — задний лонжерон СЧК; 7 — кронштейн; 8 — сигнальные лампы

К ушку первой от фюзеляжа качалки присоединяется шток гидравли-
ческого цилиндра 2, который, выдвигаясь из цилиндра, через систему
тяг и качалок отклоняет интерцептор вверх относительно узлов подвес-
ки. Выпускаются интерцепторы только на земле, когда обжата одна нз
главных ног шасси, при нажатии на гашетку (при этом включается кноп-
ка, а гашетка становится на защелку) и при положении переключателя
ППНГ-15К «Включено». При снятии гашетки с защелки (кнопка выклю-
чается) интерцепторы автоматически убираются. В случае неисправ-
ности цепи кнопки интерцепторы можно убрать, переведя переключатель
ППНГ-15К в положение «Принудительная уборка». Интерцепторы мо-
гут быть только в выпущенном или убранном положении, промежуточ-
ных положений они не имеют.

Для фиксации интерцепторов в убранном положении на силовых ци-
линдрах имеются двойные шариковые замки, а для контроля за положе-
нием обоих интерцепторов на средней приборной доске пилотов — две
лампы красного цвета. Лампы горят при неплотном прилегании интер-
цепторов к конструкции крыла в убранном положении. Подробно систе-
ма управления интерцепторами описана в гл. «Гидравлическое оборудо-
вание самолета».

ПРОВЕРКА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Проверка управления самолетом при включенном электропитании.
Перед проверкой систем управления самолетом убедиться, что:

переключатель крана гидроусилителя руля направления находится в
положении «Выключено»;

автопилот АП-6ЕМ-ЗП выключен;

переключатель клапана аварийного кольцевания гидроусилителя
находится в положении «Выключено», а его колпачок законтрен прово-
локой диаметром 0,5 мм.

Затем необходимо:

1.	Проверить правильность и плавность отклонения органов управ-
ления (при движении рычагов управления не должно быть заеданий и
металлического стука) и их триммеров.

После проверки установить рули и элероны в нейтральное положение
и добиться загорания сигнальных ламп нейтрального положения трим-
меров.

При приемке самолета с ремонтного завода или после технического
обслуживания самолета в АТБ бортмеханик, находясь на земле, совме-
стно со вторым пилотом должен проверить нейтральность рулен, элеро-
нов, триммеров и соответствие их отклонений перемещениям колонки,
штурвала, педалей и переключателей управления триммерами (проверку
отклонения триммеров производить с рабочих мест обоих пилотов). Не
разрешается одновременное нажатие переключателей управления
электромеханизмами триммеров на пультах левого и правого пи-
лотов. При необходимости произвести синхронизацию триммеров левого
и правого элерона.

2.	Проверить правильность и плавность отклонения стабилизатора.
При нажатии переключателя управления стабилизатором на себя
(«Кабрирование») стабилизатор должен отклониться носком вниз на
угол— 1,5° по УПС-1К, а при нажатии переключателя от себя («Пикиро-
вание») он должен вернуться в положение «0°» по УПС-1К-

После проверки оставить стабилизатор в положении «0°» по УПС-1К.

Проверка управления самолетом при работающих двигателях. При
этой проверке необходимо:

1-	Расстопорить рули и элероны.

2.	Включить гидроусилитель руля направления ГУ-108Д и убедиться,
чтб при этом автоматически включается взлетно-посадочный пружинный
загружатель, имитирующий усилия на педалях, лампа нейтрального
положения электромеханизма триммера руля направления гаснет, а
лампа нейтрального положения электромеханизма триммерного эффекта
загорается.

3.	Убедиться, что при перемещении педалей происходит плавное от-
клонение руля, нарастание нагрузки на педалях происходит пропорцио-
нально отклонению педали и руля. Снять ноги с педалей и установить
их нейтрально.

4.	Проверить работу электромеханизма триммерного эффекта: на-
жать на переключатель на пульте триммеров вправо — правая педаль
должна переместиться вперед на 23—29 мм за время 7—13 сек; нажать
на переключатель влево — левая педаль должна переместиться вперед
на ту же величину за то же время. Вернуть педали в нейтральное поло-
жение до загорания лампы сигнализации нейтрального положения элек-
тромеханизма триммерного эффекта.

5-	Проверить работу полетного загружателя руля направления, для
чего выключить АЗС сигнализации положения ног шасси на левой па-
нели АЗС (т. е. снять блокировку от обжатия главных ног шасси) и убе-
диться, что закрылки убраны, а гидроусилитель и переключатель загру-
жателя включены — сигнальная лампа «Полетный загружатель» горит.
Переместить поочередно обе педали вперед и убедиться, что при пере-
мещении их на 23—29 мм (что соответствует отклонению руля направ-
ления на 5°±30') происходит резкое увеличение нагрузки на педали-
Установить переключатель загружателя в положении «Принудительное
выключение» — лампа должна погаснуть и при отклонении педалей впе-
ред более чем на 23—29 мм должно происходить плавное нарастание на-
грузки на педали.

Возвратить снова переключатель в положение «Включено», лампа'
должна загореться, после чего выпустить закрылки, проверить, что лам-
па загружателя погасла, а закрылки плавно выпускаются (по УЗП-47).
Убрать закрылки, убедиться, что лампа загружателя загорелась. Вклю-
чить АЗС сигнализации шасси и проверить, что лампа загружателя по-
гасла.

6.	Отклонить (выпустить) интерцепторы, убедиться, что они плавно
отклонились вверх без рывков на правом и левом полукрыле на полный
5—3030	129-
угол. Выпускать интерцепторы при работе первого запущенного двигате-
ля, чтобы по времени его выпуска (4—6 сек) убедиться в нормальной
работе насоса НП-43/1. Убрать интерцепторы и убедиться в исправности
их сигнализации.

ГЛАВА 5

ГИДРАВЛИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Для выполнения различных операций на самолете используются три
самостоятельные гидросистемы: основная, тормозная и автономная.

Основная гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси с рас-
крыванием и закрыванием створок, выпуск и уборку интерцепторов, по-
ворот колес передней ноги, работу гидроусилителя руля направления и
привод стеклоочистителей. Тормозная гидросистема обеспечивает основ-
ное и аварийное торможение колес главных ног шасси, а также аварий-
ный выпуск шасси с раскрыванием створок. Автономная гидросистема
предназначена только для питания рабочей жидкостью гидроусилителя
руля направления в случае выхода из строя основной
гидросистемы.

Широкое применение гидравлических приводов на самолете вызвано
сравнительно малым их весом и габаритами. Считается, что вес и габа-
риты гидравлического агрегата составляют примерно от 10 до 20% веса
и габаритов электрического агрегата подобного назначения той же мощ-
ности. Благодаря заметно меньшей инерции по сравнению с электриче-
ским агрегатом гидравлический агрегат имеет более высокую приеми-
стость и малое время запаздывания при отработке командных сигна-
лов, что очень важно для быстродействующих следящих механизмов
(гидроусилителя руля направления, золотникового гидравлического
пульта управления поворотом колес передней ноги)- Так как инерцион-
ная масса гидродвигателя вращательного действия не превышает в сред-
нем 10% массы электродвигателя эквивалентной мощности, то время
разгона гидравлического мотора составляет не более 0,1 сек, а электро-
двигателя той же мощности — от одной до нескольких секунд.

Гидравлический привод прямолинейного движения срабатывает в де-
сятки, а в некоторых случаях и в сотни раз быстрее аналогичного приво-
да с электродвигателем.

В гидравлических агрегатах обеспечивается надежная смазка тру-
щихся поверхностей, так как рабочая жидкость обладает хорошими сма-
зывающими свойствами. Практическая несжимаемость жидкости в при-
меняемых диапазонах давлений значительно повышает коэффициент
полезного действия гидроагрегатов, так как вся подводимая энергия
превращается в гидродвигателе в полезную работу за исключением
небольшой доли энергии, теряемой в результате утечек жидкости и
трения.

Кроме указанных положительных качеств, гидравлические системы
отличаются широким диапазоном редуцирования и регулирования, воз-
можностью непрерывного (бесступенчатого) регулирования выходной
скорости, плавностью, равномерностью и устойчивостью движения.
В гидросистемах конструктивно проще защита от перегрузок и обеспече-
ние демпфирования автоколебаний. Такие системы обеспечивают уста-
новку приводимого узла в любом промежуточном положении в задан-
ном диапазоне, свободу расположения осей и валов приводимых агре-
гатов, легкость включения и реверсирования движения, высокую чувст-
вительность следящих систем.

Гидравлические приводы просты в обслуживании, отличаются на-
дежностью и долговечностью, работают в любых климатических услови-
130
ях. Поскольку мощность гидропривода пропорциональна давлению, то
величина применяемого на самолетах давления в гидросистемах непрерыв-
но повышается, что приводит к снижению веса гидросистемы на 6—8%
при переходе с давления 140 кГ]см2 на давление 210 кГ1ся? и на 12—
16% при переходе с давления 210 кГ[см2 на давление 280 кГ)см2.

Гидравлические системы уступают электрическим по передаче энер-
гии и по быстроте передачи командных импульсов. Поэтому гидравлику
в основном применяют в устройствах, где надо получить большую силу.
Для управления гидроприводами используются обычно электрические
командные устройства.

К наиболее существенным недостаткам гидравлических систем отно-
сятся.

1.	Гидравлический удар, т. е. резкое повышение давления в трубопро-
воде с движущейся жидкостью при мгновенном перекрытии его- Кине-
тическая энергия движущейся массы жидкости резко переходит в энер-
гию давления за короткий промежуток времени (0,01—0,02 сек), что мо-
жет вызвать разрушение элементов гидросистемы, а также нежелатель-
ное срабатывание различных агрегатов (например, .предохранительных
клапанов) и разрушение приборов. Давление при гидроударе может
значительно превышать рабочее давление гидросистемы, поэтому все
гидравлические трубопроводы, шланги и соединения подвергаются ста-
тическим испытаниям на герметичность под давлением, равным удвоен-
ному максимальному давлению.

Для уменьшения пульсаций и забросов давления при гидроударах,
вызываемых быстрым срабатыванием агрегатов, в гидросистемах уста-
навливаются гасители пульсаций и гидроаккумуляторы, гидравлические
полости которых может заполнять резко остановленная масса жидкости
с большим давлением за счет сжатия азота в азотной полости (необходи-
мо следить за зарядкой этих агрегатов азотом).

2.	Кавитация жидкости, т. е выделение из нее паров и воздуха (ме-
стное закипание жидкости) при местных падениях давления в потоке
жидкости до давления насыщенных паров (главным образом во всасы-
вающих линиях).

Кавитация может возникать в трубопроводах и во всех устройствах,
где поток имеет местное сужение с последующим расширением (краны,
вентили, жиклеры и др.). При возникновении кавитации возрастает соп-
ротивление трубопроводов.

Кавитация приводит к местному эрозийному разрушению стенок кор-
пусов и трубопроводов, так как кинетическая энергия частиц жидкости,
заполняющих с большой скоростью полости конденсирующихся пузырь-
ков, переходит в давление, вызывая резкое повышение его и местный
гидроудар, при этом образуются микроскопические углубления, процесс
разъедания материала усиливается и могут появиться очаги разруше-
ния.

При кавитации снижается производительность гидронасосов, появ-
ляется характерный шум и резкое колебание давления в нагнетатель-
ной линии, нарушается плавность работы потребителей, ударные нагруз-
ки на детали насоса вызывают преждевременный выход его из строя.

Кавитация в трубопроводах может возникнуть в результате умень-
шения атмосферного давления при подъеме самолета на высоту. Чтобы
не допустить появления кавитации, необходимо обеспечить во всех точ-
ках системы давление, превышающее упругость насыщенных паров при-
меняемой жидкости в необходимом диапазоне температур.

Это достигается увеличением давления во всасывающих линиях гид-
росистемы за счет наддува гидробаков воздухом, забираемым от ком-
прессоров двигателей (на самолете Ту-134 давление наддува 1,2 кГ)см2).

3-	Попадание воздуха в гидравлическую систему. Это отрицательно
5*	'	131
влияет на работу насоса и всей гидросистемы. Попавший в жидкость
воздух поступает с ней во всасывающие каналы насоса, уменьшая воз-
можность заполнения рабочих камер насоса; при ходе нагнетания обра-
зовавшаяся масляно-воздушная смесь сжимается, что приводит к умень-
шению производительности насоса.

Повышение упругости жидкости при наличии воздуха в ней снижает
жесткость гидравлического механизма. Нерастворенный воздух в жид-
кости приводит к запаздыванию действия гидросистемы и к потере ею
устойчивости против автоколебаний (что особенно опасно для демпфера
передней ноги шасси, так как наличие воздуха приведет к вибрации —
автоколебаниям передней ноги).

Основной причиной попадания воздуха в гидросистему является не-
герметичность маслопроводной сети в местах с давлением ниже атмос-
ферного и в первую очередь негерметичность всасывающей линии насо-
сов. Кроме того (в случае отсутствия наддува), воздух выделяется из
жидкости в баке при высотных полетах самолета. Поэтому не-
обходимо следить за уровнем масла в баках гидросистемы, так как по-
нижение уровня вызывает интенсивную циркуляцию масла в баке, что
препятствует отделению пузырьков воздуха и способствует дополнитель-
ному выделению воздуха из раствора вследствие местных понижений
давлений из-за завихрений.

4.	Попадание в гидросистему механических частиц. Они ухудшают
•смазку и могут вызвать заклинение плунжерных пар, закупорку малых
каналов и дроссельных отверстий. Поэтому рабочая жидкость должна
всегда храниться в закрытой опломбированной таре, тщательно фильт-
роваться при заправке гидробаков. При выполнении регламентных работ
на самолете необходимо тщательно проверять чистоту фильтрующих
элементов и рабочей жидкости.

5.	Заметное ухудшение упругих свойств резиновых уплотнений гидро-
агрегатов при понижении температуры. Если система находится дли-
тельное время без давления, то это происходит при температурах—25 —
минус 40°С, так как давление столба жидкости неспособно дополнитель-
но деформировать уплотнение и создать нормальное контактное давле-
ние на поверхности соприкосновения В условиях же нормальной эксплу-
атации, когда гидросистема периодически пребывает под давлением, это
•явление наступает лишь при температуре —55 — минус 60°С. Ухудшение
упругих свойств уплотнений может привести к течи жидкости из-под них.
Поэтому необходимо постоянно контролировать резиновые уплотнения,
особенно при низких температурах.

Рабочей жидкостью всех гидравлических систем самолета Ту-134
является авиационное масло АМГ-10 (ГОСТ6794—53), представляющее
собой прозрачную жидкость красного цвета — нефтяное масло с темпе-
ратурой кипения 200—330°С; к которому добавлены загуститель для
уменьшения утечек и улучшения смазывающих свойств, противоокисли-
тель для повышения химической стойкости и краситель (красного цве-
та) для лучшего обнаружения течи. Плотность АМГ-10 при / = +20°С
равна 0,837 г/мл (грамм на миллилитр). Температура застывания не
•выше —75°С, температура вспышки равна +92ОС при соприкосновении
с пламенем или раскаленным телом.

В коррозионном отношении масло нейтрально. Масло АМГ-10-с во-
дой, спиртом и спирто-глицериновымн жидкостями не смешивается, но
их примеси резко ухудшают свойства масла. При длительном хранении
масла выпадают смолы, загрязняющие его. Поэтому при использовании
жидкости, хранившейся более двух лет, необходимо сделать ее тща-
тельный анализ. В гидроагрегатах (амортизаторы шасси), заполненных
маслом АМГ-10 и сжатым воздухом, образуется смесь паров масла и
Рис. 5.1. Приниипй«;1ьйЛй
схема гидросистем:

/ — тормозное колесо КТ-113; 2—клапан разъема
Ь74700У; 3 — челночный клапан VT-97; 4 - элект-
ромагнитный крап УЭ-21/1-2; .5 — гидравлический
выключатель УГ-34/2;	6 — сдвоенный дозатор

УГ-99/1;	7—дроссель УГ-102-00-4'	8 — клапан

основного торможения УГ.92/2;	9 — обратный

клапан ОК-8А; 10 — клапан аварийного торможе-
ния УГ100У;	//, 55 — электромагнитные краны

ГА-184У; 12 — обратный клапан ОК-6А; 13— пре-
дохранительный клапан НУ5808-140;	14 — кран

аварийного выпуска шассн 124А-5855-130; 15 — пи-
рекрывной крал 652600А; 16— переключатель дав
ления ПДМ-210; /7 — датчик дистанционного ма-
нометра ИД-240; 18 — обратный клапан OR-lOA;
19 — предохранительный клапан	124A-56Q6-720;

20 — фильтр тонкой очистки 12ГФ5СН-1: 21 — дрос-
сель Н5810-820; 22 — манометр МВУ-400А; 23, 26 —
гидроаккумуляторы 124А-5803-150/3; 24 — сигнали-
затор давления ЭС-200 ; 25 — манометр воздуш
ный МВ-4;	27 — электропрнводной насос 455Д;

28 — клапан разъема 664900Б; 29 — сливной фнльтр
124А-5601-192; 30 — бак тормозной гидросистемы
124А-5602-400 ; 31 — сливной кран 600400М; 32 — руч-
ной насос НР-01; 33 — дренажный бак тормозной
системы 124А-5602.100 ; 34 — стравливающий кла-
пан 124А-5810-1020; 35 — влагоотстойннк 124-5601-
1820; 36 — штуцер забора воздуха от компрее
сора двигателя; 37 — воздушный обратный кла-
пан Н5810-270; 38 — дренажный бак основной
гидросистемы 124А-5602-255;	39— бак основной

системы 124А-5602-0;	40 — обратный клапан

ОК-16А;	41 — сливной фнльтр 124А-5601-1122;

42 — холодильник 124-5601-10; 43—насос НП-43М/1;
44 — гаситель пульсации НУ5803-500 ; 45— клапан
разъема	671400 ;	46 — решетка с фильтром

НУ5810-40М-1;	47 — обратный клапан ОК-14А;

48 — бортовой клапан разъема 1882А-2; 49 — бор-
товой клапан разъема 1882А-4; 50 — бортовой
штуцер наддува 1006А55-6; 51 — указатель дн
станционного уровнемера ППУ1-4;	52—автоном-

ная насосная станция НС-45; 53 — клапан отклю
чення 124А-5810.70; 54, 59 — гпдроаккумуляторы
124 А-5803-150/2 ;	56 — фнльтр тонкой* очистки

8Д2.966.018-2 ;	57 — клапан разъема 672700Ф;

58 — предохранительный клапан 124А-5810 0;
60 — клапан разъема 673200ФА; 61 — электромаг-
нитный кран ГА-142/1;	62 — электромагнитный

кран ГА-163/16; 63 — золотниковый пульт РГ-16А-
001; 64 — перекрывной кран 652600А; 65 — дрос
сельныи кран ГА-230;	66 — клапан отключения

ГТ 124 А-5606-620 ; 67—электромагнитный край ГА-165;
w 68 — сигнализатор ’падения давления МСТ-100;

69 — редуктор ГА-213; 70 — предохранительный кла
пан Н5810-25М; 71 — гидропривод 124А-5855-800 загру
жателя; 72 — гидроусилитель ГУ-108Д; 73 — гидро-
привод стеклоочистителей ГА-211/1; 74 — цилнндо
124А-5801 -150 интерцепторов, 75 — порцнонер ГА-215;
76 — кран переключения 124-5806-350 ; 77 — гидропри-
вод-демпфер 124-4208-0;	78 — цилиндр Г24А.4105-100

створок главных ног шасси; 79 — замок 124-410(1-250
подвески главных ног шасси; 80 — цилиндр 124 А-1206-00

створок передней ногн шасси; 81 — цилиндр 124А-4204-0
механизма распора; 82 — замок 124А-4207-0 подвески
передней ногн шасси; 83 — золотниковый распреде
лнтель НУ5810-350/3; 84 — цилиндр 124-420330 уборки
выпуска передней ногн шассн; <55 — цилиндр
124А-4102-0 уборки и выпуска главных ног шасси;
86 — золотниковый распределитель НУ5810-350/6.
87 — клапан перепуска 124-5601.74 ; 88, 89, 90 — пробо-
отборники I24A-5810-1000/3; 1030, 1001/1,
воздуха, которая в условиях высоких давлений и температур способна
самовоспламеняться, поэтому для безопасности и надежности работы
такие гидроустройства заряжают техническим азотом.

Каждая гидросистема самолета Ту-134 имеет свой бак, свои гидроак-
кумуляторы, собственные агрегаты регулирования и управления
(рис. 5.1). Система же дренажа и наддува является общей для всех
гидросистем самолета.

В случае переполнения гидробака 39 основной системы при заправке
излишек масла через, линию дренажа сливается в дренажный бак 38
основной гидросистемы, а в случае переполнения бака 30 тормозной си-
стемы излишек масла через линию дренажа сливается в дренажный бак
33 тормозной системы. При переполнении гидробака насосной станции
НС-45 (52) излишек масла через самостоятельную линию дренажа сли-
вается в дренажный бак 38 основной гидросистемы. Оба дренажных ба-
ка расположены ниже уровня гидробаков основной, тормозной и авто-
номной гидросистем. Верхние воздушные полости гидробаков всех трех
систем сообщаются с дополнительными объемами дренажных баков 33
и 38, в которых поддерживается постоянный наддув сжатым воздухом
давлением 1,2±0,1 кГ/см2. Воздух для создания наддува отбирается
от компрессора каждого двигателя через обратные клапаны
37, предотвращающие обратное движение воздуха из системы наддува
к компрессору двигателя. Величина наддува в тормозной системе конт-
ролируется по воздушному манометру МВ-4 (25), установленному над
баком тормозной гидросистемы в кабине экипажа за правым пилотом,

Таблица 1

Характеристика	Основная гидросистема	Тормозная гидросистема	Автономная гидросистема
Рабочая жидкость (ГОСТ 679-4-53)		АМГ-10	АМГ-10	АМГ-10
Рабочее давление гидросистемы, кГ.см2 . . . Общее количество масла, заливаемого в систе-	210	210	75
му, л ..................	48	30	(>
Рабочий уровень масла в баках, л 		22	16,5	3,8
Производительность насосов, Л!мчн	  Общая продолжительность уборки шасси при	70	Не менее 8	Не менее 6
Q= 70 л!мин, сек	  Общая продолжительность уборки шасси при	Не более 7	—	—
Q = 35 л;мин, сек	  Продолжительность уборки шасси при Q =  == 35 л/мин до момента, когда задние ко- леса главных ног шасси выступают за линию	Не более 10	—'	
обвода гондолы на 'i2 диаметра колеса, сек	Не более 6	—	—
Общая продолжительность выпуска шасси, сек Продолжительность уборки (выпуска) интер- цепторов при Q = 70 .Имин, сек	  Рабочее давление в цилиндрах тормозов (мак-	Не более 10  2—3	Не более 20	
симальное), кГ, см2		—	100+5	—
Усилие полного обжатия педали, кГ	  Рабочее давление в пилиндрах тормозов при полном обжатии рукояток аварийного управ-	—	Не более 65	-
ления, кГ / см2	—-	13()_ 25	—-
Начало торможения колес при давлении, кГ/см2 Продолжительность растормаживания колес по освобождении педалей, сек	  Продолжительность растормаживания колес по		Не более 15  Не более 1	
освобождении рукояток, сек	  Давление в тормозах при стояночном положе-	—	Не более 1	—
НИИ, кГiCM2	  Количество торможении от одного гидроакку-	—	125_s	—
му лятора	  Время выхода на режим автономной станции	—	15	—
НС-45, сек		—	—	Не более 4
а регулируется регулятором давления. Для проверки работы системы
наддува на стоянке на панели бортового питания основной гидросисте-
мы имеется бортовой штуцер наддува 50. Основные характеристики гид-
равлических систем указаны в табл. 7.

ОСНОВНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Основная гидросистема служит для выполнения следующих операций-
1. Уборки и выпуска шасси с открыванием и закрыванием створок.
2. Управления поворотом колес передней ноги шасси.

3.	Управления интерцепторами.

4.	Управления гидроусилителем ГУ-108Д руля направления.

5.	Управления стеклоочистителями.

Система источников давления основной гидросистемы. Рабочее дав-
ление в системе 210 кГ1см2 создается двумя гидронасосами НП-43М/1
(см. рис. 5.1, поз 43), установленными на каждом двигателе Д-30. Гид-
ронасос имеет переменную производительность с саморегулированием по
давлению, т. е. при повышении давления до 210—225 кГ/сж2 производи-
тельность насоса уменьшается. Для охлаждения и смазки трущихся де-
талей насосов в период между рабочими операциями, т. е. в режиме ну-
левой производительности, в системе искусственно поддерживается по-
стоянный расход 4,2±0,3 л1мин на каждый насос в результате постоян-
ной прокачки рабочей жидкости через дроссели постоянного расхода и
холодильник 42.

Для уменьшения величины пульсаций давления, возникающих при
работе насосов НП-43М/1, в линию давления рядом с насосами установ-
лены гасители пульсаций 44. В основной гидросистеме установлены два
гидроаккумулятора: один (поз. 59) —для дополнительного питания гид-
росети управления гидроусилителем руля направления (от других по-
требителей этот гидроаккумулятор отключен обратным клапаном 12),
другой (поз. 54) —для повышения энергоемкости основной гидросисте-
мы, что особенно важно при уборке шасси в случае продолжения взлета
на одном двигателе, так как быстрая уборка шасси позволяет увеличить
вертикальную скорость набора высоты (уменьшается сопротивление)
и выполнять безопасный набор высоты на одном двигателе. Для умень-
шения времени уборки шасси на взлете в линию зарядки аккумулятора
54 введен электромагнитный кран ГА-184У 55, автоматически срабаты-
вающий при установке переключателя электромагнитного крана
ГА-142/1 61 управления шасси в положение <Уборка» и исключающий
в процессе уборки шасси возможность подзарядки гидроаккумулятора
54. Этим обеспечивается его разрядка в сеть для ускорения уборки шас-
си- Поэтому время уборки шасси от одного работающего насоса
НП-43М/1 не более 1Q сек. Автоматы защиты сетей электрических агре-
гатов гидросистемы расположены на левой панели АЗС (рис. 5.2).

Действие основной гидросистемы в полете происходит следующим
образом. Рабочая жидкость из бака 39 основной гидросистемы по линии
всасывания поступает одновременно к обоим насосам НП-43М/1 43, от
которых под рабочим давлением поступает через обратные клапаны 18
к фильтру 56 тонкой очистки, а от него — к кранам 61, 62, 64, 65 и 67
потребителей. При этом происходит зарядка гасителей 44 пульсации и
гидроаккумуляторов 54 и 59. При включении соответствующего крана
жидкость идет в рабочую полость гидропривода, а из противоположной
полости его жидкость по линии слива идет в бак 39 основной гидроси-
стемы- Предохранительный клапан 58, включенный в линию давления,
предотвращает повышение давления в системе свыше 240 кГ!см2 при
неисправности системы саморегулирования насосов 43, а также при
проверке системы от источника наземного питания. В случае выхода из
спу
Ф

[ГУ
ф

АГД

Ф
пт mu

сигнал»

0
пашин
скооости

улмлл

0
ыл«и

СНГНЛЛИ1.

Ф

ИМТГ*№ ЛОСАДЛЧН

интсАиглт

Ф

ГОР

ф
лаааыют

УВИД

5

10

ф ф

ЗАПУСК Дбйг

мила

Ггят

:МЛЯ I Roravx
ф ф

. Ф Ф ।

1П0ЖРРКРЯИЫ I

ГЛЕБ. ПРЯВ I
ф ф

I © Д
мягистр

I НРЯП
ф

, ф	ф ф

^ДМц|

ф	ф	I ф

ВКЛЮЧЕк1гондоЛЫ|ДВИГЯТ



Ф
пен пила

15

5

5

5

6ДПЛ0Н

15

15

10

10

Ф

Ф

Ф

Ф

Ф

Ф

Ф

УКВ

ф

ф

ф

HREDEDB

Ф
группы
6HKDB

Ф
группы
БЯКОВ

ф
ОБОГРЕВ
ППД

Ф
КОИМ НМ
И ШТУРМ

to

О

пшбоя

1 РЕБ-70  Ф  © 40  О	о  У£ 8  Ф  ©  10  <3	ф ЛЕРЕ К Л К НАЕ1КЫ  I о>1  <9  2  0	ф	ф  RBTDMPT РЯГХПМ Т0ПЛИВЯ ф 1 ф ЛЕВ |ПРЯВ ©	©  г	г  ф	ф		ф ПОВОРОТ ПЕРЕДН  Ф  Н0ЛЕЕП  ©  5  Ф „ Я	ф УПРЯВЛ r/HREOCR  Ф ^ЯИКУМУГ  ©  2  ф  б огре е	Ф	Ф  СИГНЯЛИЗ ДЧБЛИР Г/СИСЕ Г/ЕИСТ ф	ф  РП  ©	©  г	s  ф	ф  ।	рурсп
МЕРЛ ©  <Р г о RH0	ПУТ» литМние  о>  0  5  0 ФАРЫ				Рм  м  ©  5 Ф	СТекг ф  ЛЕЬЛЕТЧ  ©  2  Ф OCBEU	ГП ф	ф  ПРЯВЛЕ1  ©	©  2	15  Ф	Ф  ЕЕНИЕ  РЕ Ф ilMlbOP  9  5 Ф  _и	I
ф  <8> 10 ф  ГПМ-Б4	КРЕ л?в  Ф 10 ф	з!Л0  ПРЯВ  <§> ю ф  RT-2  О	ФЮЗЕЛЯЖ Ф I Ф ЛЕВ 1 ПРЯВ  © ©  Ю	10  ф	ф  R В Т		СМИ-2	БЕЛ  Ф	Ф  ЛЕВ. 60Я  ©	©  2	Ь  Ф	Ф  ОПИЛ		
1			ЛИТЯНИЕ  Ф I	Ц ф	Г в ф	6К-*> Ф	

ЛЕВЫЙ

ПР ПЕНИ

<§>

г

ф ф ф ф ф

Рис. 5.2. Левая панель АЗС
строя одного из гидронасосов 43 соответствующие обратные клапаны 18
обеспечивают нормальную работу другого насоса.

Очистка жидкости перед поступлением в систему осуществляется че-
рез линейный фильтр 56, а при возвращении в бак — через сливной
фильтр 41, установленный на стенке шпангоута № 55 в негерметичной
части фюзеляжа. Для очистки жидкости, поступающей в гидроусили-
тель 72, на последнем установлен фильтр тонкой очистки. Величина дав-
ления основной гидросистемы контролируется по указателю дистанцион-
ного манометра УШ-240, установленного внизу средней приборной
доски.

При обесточенном самолете на земле давление контролируется по
манометру МВУ-400А 22 на панели бортового питания основной гидро-
системы, который включается в гидросеть через дроссель 21 для предот-
вращения колебаний стрелки манометра. При падении давления в ос-
новной гидросистеме ниже 100+5 кГ/см? сигнализатор давления
MCT-100 6S, установленный на лонжероне № 2 центроплана по оси само-
лета, включает сигнальную лампу, расположенную над указателем ма-
нометра на средней приборной доске, и насосную станцию НС-45 52 для
питания гидроусилителя. Между линиями давления и слива установлен
перекрывной кран 64 вентильного типа на шпангоуте № 55, посредством
которого производится разрядка гидросистемы, т. е. гидроаккумуляторов
54 и 59.

Проверка работы основной гидросистемы на земле производится от
наземного источника давления производительностью 70 л!мин, подклю-
чаемого к штуцерам клапанов 48 и 49 в панели бортового питания. Тру-
бопроводы магистрали давления, а также участки трубопроводов пита-
ния насосов НП-43М/1, расположенные в силовых установках, выполне-
ны из стальных труб. Участки трубопроводов, присоединяемые к подвиж-
ным агрегатам, выполнены из гибких шлангов. Трубопроводы питающих
линий насосов, линии слива и дренажные коммуникации выполнены из
труб ЛМГ-2М. Применение разъемных клапанов в системе обеспечива-
ет возможность демонтажа агрегатов без слива жидкости из системы и
предотвращает попадание воздуха в систему.

Основные агрегаты системы смонтированы в нескольких панелях, что
значительно упрощает их обслуживание.

1-	Панель агрегатов основной гидросистемы 124А-5606-510 (разме-
щена в правом полукрыле между нервюрами № 2 и 3). В ней располо-
жены агрегаты, предназначенные для управления интерцепторами, конт-
роля и предупреждения повышения давления в основной гидросистеме:
реверсивный порционер ГА-215; пять клапанов разъема; датчик ИД-240
с демпфером Д-002 (из комплекта ДИМ-240); электромагнитный кран
управления интерцепторами ГА-163; обратный клапан ОК-6А; предо-
хранительный клапан на 240 кПсм2-, штуцер слива отстоя из панели.

2.	Панель агрегатов основной гидросистемы 124Л-5606-180 (располо-
жена в правом полукрыле между нервюрами № 2 и 3). В ней размеще-
ны агрегаты, предназначенные для управления шасси и фильтрации ра-
бочей жидкости: электромагнитный кран ГА-142/1 основного управле-
ния шасси; линейный фильтр 8Д2.966.018.-2; клапан отключения ос-
новной гидросистемы от тормозной при аварийном выпуске шасси; об-
ратный клапан ОК-10А; шесть клапанов разъема; штуцер слива отстоя
из панели.

3.	Панель агрегатов управления гидроусилителем руля направления
124А-5606-400 (расположена между шпангоутами № 61 и 62, справа от
оси самолета). В панели размещены электромагнитный кран ГА-165 уп-
равления гидроусилителем от основной гидросистемы, редуктор ГА-213
и обратный клапан ОК-6Л-

4.	Панель агрегатов зарядки гидроаккумулятора 124А-5606-1360 (ус-
тановлена на самолетах с номера 65618 между шпангоутами № 58 и 59,
4

5

Рис. 5.3. Панель бортового пи-
тания основной гидросистемы:

1— клапаны подключения питания;
2 — бортовой клапан подключения
давления; 3— бортовой штуцер
наддува: 4 — гидравлический ма-
нометр МВУ-400Л; 5 — показываю-
щий прибор ППУ1-4 дистанцион-
ного уровнемера УМПМ1-4; 6 —
кнопка 5КС

справа от оси самолета). В панели расположены электромагнитный кран
ГА-184У отключения зарядки гидро аккумулятор а при уборке шасси,
два обратных клапана ОК-6А и один обратный клапан ОК-8А.

5.	Панель бортового питания основной гидросистемы 124А-5601-130
(расположена по правому борту между шпангоутами № 39 и 40, снизу).
Панель предназначена для подсоединения наземных источников давле-
ния при работе системы на стоянке при техническом обслуживании са-
молета. В панели расположены (рис. 5-3): два бортовых самозапираю-
щихся клапана 1 подключения питания; бортовой клапан 2 подключения
давления, бортовой штуцер 3 наддува; гидравлический манометр
МВУ-400А 4; показывающий прибор ППУ1-4 дистанционного уровнеме-
ра УМПМ-4 5; кнопка 5КС 6 включения показывающего прибора
ППУ1-4.

6.	На самолетах до номера 65617 установлена панель электрокранов
124А-5606-670 (между шпангоутами № 60 и 61, справа от оси фюзеля-
жа). В ней размещены: электромагнитный кран ГА-184У отключения
зарядки гидроаккумулятора при уборке шасси, электромагнитный кран
ГА-165 управления гидроусилителем от основной системы и обратный
клапан ОК-6А.

Гидравлический бак основной системы (рис. 5.4) представляет собой
резервуар цилиндрической формы сварной конструкции, выполненный
из листового материала АМГ-6. В нем содержится рабочая жидкость —

Рис. 5.4. Гидробак основной гидросистемы:

1— корпус; 2— штуцер наддува; J— перфорированная перегородка; 4— датчик ДУ1-2 уровнемера;

5 — фильтр; 6 — заливная горловина; 7—штуцер для термометра масла (заглушен); 8 — поплавок
уровнемера; 9— штуцер для сообщения бака с магистралью гидронасосов; 10 — сливн як кран
600400М; 11 — штуцер возврата
масло АМГ-10 для питания основной гидросистемы. Бак расположен в фор-
киле в районе шпангоутов № 53 и 54, что обеспечивает статический напор
жидкости в любой точке системы. Бак заполняется маслом через горло-
вину 6, имеющую сетчатый фильтр 5. Верхняя полость бака сообщается
с системой наддува через штуцер 2 для поддержания в баке постоянно-
го давления 1,2±0,1 кГ/см2, что практически исключает кавитацию жид-
кости в системе, улучшает условия работы гидронасосов НП-43М/1 и
исключает возможность подсоса воздуха в линию всасывания. Перфори-
рованная перегородка 3 внутри бака предназначена для успокоения ко-
лебаний уровня масла при эволюциях самолета. Штуцер 9 служит для
сообщения бака с магистралью питания гидронасосов, а штуцер 11 — с
магистралью слива. На боковой штуцер 7, закрытый заглушкой, уста-
навливается термодатчик для измерения температуры жидкости при ис-
пытаниях системы. Сливной кран 10 предназначен для слива рабочей
жидкости при наземной эксплуатации.

Уровень жидкости в гидробаке контролируется дистанционным по-
плавковым уровнемером УМПМ1-4, датчик которого ДУ1-1 установлен в
баке и работает на два показывающих прибора ППУ1-4. Один из них ус-
тановлен рядом с гидробаком и служит для контроля за уровнем масла
при заправке, а другой — на панели бортового питания и служит для
контроля уровня масла с земли при обслуживании самолета. Рядом с
обоими показывающими приборами расположены кнопки 5КС для вклю-
чения их в электросеть, причем электрическая схема предусматривает
только раздельную работу приборов. Для работы приборов надо вклю-
чить АЗС-5 «СПО-4» на правой панели АЗС.

Полная емкость бака — 38 л, номинальное рабочее давление —
1,2±0,1 кПсм2. При заполненной основной системе в гидробаке должно
быть 22 л жидкости АМГ-10 при заряженных обоих гидроаккумулято-
рах основной гидросистемы, выпущенном шасси и убранных интерцеп-
торах.

Дренажный бачок основной гидросистемы представляет собой резер-
вуар цилиндрической формы сварной конструкции из листового мате-
риала АМГ-6. Он предназначен для собирания масла, выплескиваемого
из гидробака основной системы в случае его переполнения, и уменьше-
ния колебаний давления в системе наддува основного бака, возникаю-
щих при изменении количества масла в нем. Бачок расположен по лево-
му борту над полом у шпангоута № 51, под обтекателем. Для исключе-
ния возможности создания повышенного давления в этом бачке и в
связанном с ним баке основной гидросистемы в дренажном бачке уста-
новлен предохранительный клапан двойного действия (прямого и обрат-
ного), дублирующий работу точно такого же клапана, установленного
на дренажном баке тормозной системы. Для слива масла из дренажно-
го бачка на правом борту у шпангоута № 51 под откидной площадкой
у люка багажника имеется штуцер с заглушкой. Количество сливаемого
масла из бачка не должно превышать 100 см3.

Гидравлический насос НП-43М/1. Два агрегата НП-43М/1 представ-
ляют собой поршневые гидронасосы роторного типа управляемой про-
изводительности по давлению, предназначенные для питания основной
гидросистемы рабочей жидкостью под давлением 210 кГ!см2. Уста-
новлены насосы на обоих двигателях, вращение их со скоростью
4 000 об!мин осуществляется от коробки приводов двигателей Д-30.

Насос имеет переменную производительность от 4,2 до 35 л!мин. При
давлении 210—225 кПсм2 прекращается подача рабочей жидкости! дав-
ление нулевой производительности). Для охлаждения насоса в режиме
нулевой производительности в гидросистеме обеспечивается расход через
систему не менее 4,2 л!мин на каждый насос. Основными частями насоса
(рис. 5.5) являются: корпус 2, вал 1, блок поршней 6, блок цилиндров 5,
люлька 10, золотники 9 и 13, корпус 15 регулятора производительности,
Рис. 5.5. Схема работы насоса НП-43М/1:

1 — приводной вал; 2 — корпус; 3 — дренажное отверстие сальника; 4 — шайба; 5 —блок цилиндров;
6—блок поршней; 7 — цилиндр; 8—направляющая; 9—золотник с дуговыми фрезеровками Н и
В; 10 — люлька; 11— штуцер всасывания; 12 — фильтр; /3 — золотник регулятора производитель-
ности; 14— гильза; 15 — корпус регулятора производительности; 16— фнльтр; 17 — карданный
валик

Рис. 5.6. Дроссель постоянного рас-
хода НУ5810-40М1:

1 — крышка; 2 — гайка; 3 — дроссельная
катушка; 4 — корпус; 5 — уплотнительное
кольцо; 6 — сетчатый фильтр; 7 — упор
цилиндр 7, направляющая 8 цилиндра, карданный валик 17. Блок ци-
линдров имеет девять цилиндрических поршневых отверстий, к которым
пригнаны поршни (нечетное количество поршней сглаживает амплитуды
пульсаций, так как при четном числе поршней одновременно два поршня
находятся в «мертвой точке» и амплитуда пульсаций больше). Получая
вращение от коробки приводов авиадвигателя, вал насоса через кардан-
ную передачу приводит во вращение блок цилиндров 5, который сколь-
зит по зеркалу золотника 9 и поочередно сообщает поршневые отверстия
то с дуговой фрезеровкой Н, то с дуговой фрезеровкой В (см. разрез по
А-А). Дуговая фрезеровка Н через полости в люльке 10 сообщается с
отверстием в корпусе насоса, к которому подсоединяется штуцер 11 ма-
гистрали всасывания. Дуговая фрезеровка В через полости в люльке 10
сообщается с отверстием в корпусе 15 регулятора, к которому подсоеди-
няется магистраль давления. Поскольку ось блока цилиндров составляет
некоторый угол с осью приводного вала, то при вращении их поршни бу-
дут совершать в отверстиях блока цилиндров возвратно-поступательное
движение, всасывая и нагнетая рабочую жидкость. Регулирование про-
изводительности в зависимости от давления нагнетания осуществляется
регулятором производительности (поз. 12—15) следующим образом. Че-
рез каналы и фильтр 12 давление рабочей жидкости подводится к торцу
золотника 13, который имеет возможность двигаться в осевом направ-
лении в гильзе 14. Пока давление, создаваемое насосом, уравновешива-
ется пружиной, золотник неподвижен и давление рабочей жидкости не
может поступать в полость, связанную с полостью в направляющей 8
При этом люлька 10 удерживается пружиной в положении, соответству-
ющем максимальной производительности насоса. Когда давление дости-
гнет величины 225+4 кГ)см2, достаточной для преодоления усилия пру-
жины, золотник 13 переместится влево, в результате чего давление через
щели, образованные тремя лысками на золотнике, поступает в полость
направляющей 8 и заставляет цилиндр 7 двигаться влево, сжимая пру-
жину- Одновременно золотник 13, переместившись влево, разобщает по-
лость направляющей 8 с полостью корпуса насоса. Цилиндр 7, двигаясь
и преодолевая усилие пружины, поворачивает люльку 10, уменьшая
угол наклона блока цилиндров относительно вала, что ведет к уменьше-
нию производительности насоса. Уменьшение производительности в за-
висимости от возрастания давления в гидросистеме может продолжать-
ся до тех пор, пока ось люльки 10 не повернется в положение, близкое к
горизонтальному. При понижении давления в системе сила, действую-
щая на золотник 13 справа, становится меньше усилия пружины, и он,,
возвращаясь в исходное положение, перекрывает подвод давления в по-
лость направляющей 8, соединяя ее с полостью корпуса насоса, куда и
вытеснится жидкость возвращающимся в исходное положение цилинд-
ром 7 под действием пружины. Угол наклона блока цилиндров увели-
чивается, производительность насоса растет.

Проверка работы' насосов НП-43М/1 осуществляется при работаю-
щих двигателях по показаниям манометра основной гидросистемы. Про-
изводительность каждого насоса определяется посредством последова-
тельных срабатываний на выпуск и уборку интерцепторов в количестве
пяти циклов от одного работающего двигателя на номинальном режиме.
Поэтому при техническом обслуживании необходимо соблюдать очеред-
ность запуска двигателей и опробования их—1-й раз запустить и
опробовать левый двигатель, 2-й раз запустить и опробовать пра-
вый двигатель и т. д Производительность насоса НП-43М/1 считается
нормальной, если время выпуска интерцепторов от одного насоса не пре-
вышает 4—6 сек.

Дроссель постоянного расхода НУ5810-40М1 (рис. 5.6) представляет
собой многокамерное лабиринтное сопротивление и предназначен для
обеспечения постоянного минимального расхода жидкости в линии
Рис. 5.7. Холодильник 124А-5601 10 для жидкости

нагнетания гидравлических насосов НП-43М/1 при неработающих по-
требителях гидросистемы. В главной камере расположены тонкий сет-
чатый фильтр 6, предохраняющий каналы лабиринта диаметром 1,1 мм
от засорения, дроссельная катушка 3 и упор 7.

При давлении 210 кГ/см2 расход жидкости через дроссель составля-
ет 4,2+0,3 л/мин. Дроссели установлены в непосредственной близости
от насосов НП-43М/1 в линии нагнетания.

Холодильник (рис. 5.7) предназначен для охлаждения рабочей
жидкости в основной гидросистеме и поддержания нормальной
температуры масла и представляет собой змеевик цилиндрической фор-
мы, навитый из труб. Установлен холодильник в линии слива после дрос-
селей постоянного расхода и расположен по правому борту за лонжеро-
ном № 2 в районе зализа крыла. Продувается он в полете скоростным
напором, заборник которого расположен на нижней поверхности зализа
крыла. Сопротивление при расходе 8 л!мин — 40+3 кГ/см2.

Гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2— это линейный фильтр тон-
кой очистки (рис. 5.8), который предназначен для защиты агрегатов
основной гидросистемы от засорения. Внутри корпуса установлен отсеч-
ной (перепускной) клапан 7, отрегулированный на 7+^ кГ/см2, который
обеспечивает проход масла в систему в случае повышения сопротивле-
ния фильтрующего элемента 2 из-за его засорения. Демонтаж фильтру-
ющего элемента 2 и удаление отстоя из корпуса фильтра производятся
при вывернутом стакане 1 из крышки 3. При этом гидравлическая си-
стема будет перекрыта клапанами 7 и 13.

Фильтрующий элемент 2 представляет собой гофрированный ци-
линдр, состоящий из двух сеток: наружной фильтровальной сетки сар-
жевого плетения с тонкостью фильтрования 12—16 мк и внутренней
каркасной сетки из нержавеющей стали, обеспечивающей жесткость
фильтрующего элемента. Фланец фильтрующего элемента является од-
новременно опорой отсечного клапана 7. Жидкость, поступающая от
гидронасосов НП-43М/1, через входной штуцер 6 проходит через коль-
цевой зазор между седлом 11, удерживаемым в крышке 3 стопорным
кольцом 12, и отсечным клапаном 7 и через прорези во фланце фильтру-
ющего элемента поступает в кольцевую полость А между стаканом 1 и
фильтрующим элементом 2, проходит через фильтрующий элемент в по-
лость Б и очищенная идет к потребителям. В случае засорения фильтру-
ющего элемента 2, когда перепад давления на фильтре возрастает до
7+| кГ/см2, поднимается вверх отсечной клапан 7, сжимая пружину 8,
и жидкость проходит через щель, образующуюся между нижней торцо-
вой поверхностью клапана 7 и фланцем фильтрующего элемента, минуя
сам фильтрующий элемент.
Для снятия фильтрующего элемента выворачивается стакан 1 из
крышки 3. При этом фланец фильтроэлемента отходит от нижней по-
верхности клапана 7, который под действием пружины 8 смещается вниз
до тех пор, пока его средняя часть не сядет фаской на седло 11, отсекая
входной штуцер от полости А стакана 1. Одновременно с выворачива-
нием стакана 1 пружина 9 смещает вниз второй отсечной клапан 13,
который садится на свое седло, отсекая выходной штуцер от полости Б.
Благодаря отсечным клапанам 7 и 13 фильтрующий элемент снимается
и заменяется без слива жидкости из гидросистемы.

Установлен фильтр 8Д2.966.018 -2 в панели агрегатов основной гид-
росистемы в правом полукрыле.

На самолетах до номера 65617 был установлен фильтр ФГ-441СН с
фильтрующим элементом тонкой очистки (никелевой сетки саржевого
плетения) на 12—16 мк и фильтрующим элементом грубой очистки на
70—90 мк Перепускной клапан этого фильтра рассчитан на перепад
давлений 7+1 кГ!см2

Гидравлические обратные клапаны (рис. 5.9) ОК-6А, ОК-8А, ОК-ЮА
и ОК-14А, установленные в линиях гидросистем, предназначены для
предотвращения возвратного движения жидкости и различаются толь-
ко габаритами. При протекании жидкости в направлении стрелки кла-
пан 2 открывается, обеспечивая свободный проток жидкости. При обрат-
ном движении гидросмеси клапан давлением жидкости и усилием пру-
жины 4 прижимается к седлу корпуса 1, перекрывая проток жидкости
против направления стрелки.

Пробоотборник (рис. 510) предназначен для отбора проб масла
АМГ-10 с целью определения его чистоты. Состоит пробоотборник из

Рис. 5.8. Гидравлический фильтр 8Д2.966.018-2:
/— стакан; 2— фильтрующий элемент; 3— крышка;
4, 5, 10— уплотнительные кольца; 6 — выходной шту-
цер; 7, 13 — отсечные клапаны 8, 9 — пружины;

11 — седло, 12 — стопорное кольцо

Рис 5. 9 Гидравлический обратный клапан:
1 — корпус; 2 — клапан; 3 — штуцер 4 — пружина;

5 — уплотнительное кольцо

Рис 510. Пробоотборник масла
124А-5810-1030

1 — игла;	2 — уплотнительное	кольцо;

3 — корпус; 4 — заглушка, 5 — гайка
Рис. 5.11. Гаситель пульсаций НУ5803-500-
/ — крышка: 2 —штуцер зарядки азотом; 3 — гай-
ка; 4 — гайка крепления гасителя; 5 — корпус; 6 —
«штуцер; 7 — гидравлическая полость; 8 — диафраг-
ма; 9—газовая полость

корпуса 3, иглы 1, заглушки 4 с
накидной гайкой 5. Для отбора
масла нужно постепенно отвинчи-
вать иглу 1. Установлены пробо-
отборники на самолетах с номера
65624 в линии давления основной
гидросистемы после фильтра тон-
кой очистки — пробоотборник 88
(см. рис 5.1), в гидравлической
панели тормозной системы — 89 и
в линиях давления и слива ав-
тономной гидросистемы — 90 (в
районе шпангоута № 62).

Гаситель пульсаций НУ5803-
500 (рис. 5.11) —это агрегат, ко-
торый предназначен для уменьше-
ния величины пульсаций давле-
ния рабочей жидкости в основной
гидросистеме, создаваемых на-
сосами НП-43М/1. Два гасителя
пульсаций установлены в мото-
гондолах в непосредственной бли-
зости от насосов НП-43М/1.

Агрегат представляет собой
гидравлический аккумулятор, вы-
полненный в виде сварной сферы
из стали ЗОХГСА. Полость 9 га-
сителя пульсаций заполняется
сжатым азотом, а полость 7 —
рабочей жидкостью. Полости раз-
делены диафрагмой 8, изготовленной из маслостойкой резины, располо-
женной внутри гасителя пульсации.

В процессе эксплуатации необходимо систематически проверять дав-
ление азота в газовой полости, которое должно быть 115±3 кГ1см2 при
температуре +20°С. Полная емкость газовой полости до зарядки —не
менее 242 сл<3, емкость гидравлической полости при давлении
210 кГ/см2 — не менее ПО см3 при заряженной газовой полости до давле-
ния 115+3 кПсм2.

Гидравлический аккумулятор является агрегатом сосредоточения и
запаса гидравлической энергии, которая ускоряет срабатывание потре-
бителей в момент открытия кранов, обеспечивает работу потребителей
при отключении гидронасоса (например, тормозов основных колес шас-
си) и уменьшает забросы давлении в начальный момент при открытии
кранов, предотвращая возникновение гидроударов. В основной гидроси-
стеме установлены два гидроаккумулятора, представляющие собой по-
лые стальные цилиндры, разделенные плавающими поршнями на гид-
равлическую и газовую (сжатый азот) полости. По мере расхода масла
поршень под действием сжатого азота поднимается вверх и вытесняет
масло, накопленное в гидравлической полости, в систему.

Давление предварительной зарядки азотом — 70+3 кПсм2 при тем-
пературе +20°С. Рабочий объем жидкости в гидравлической полости
при давлении 210 кГ)см2 при предварительно заряженной газовой поло-
сти до 70+3 кГ]см2 — 4050 см3- Гидроаккумулятор питания гидроусили-
теля установлен по правому борту между шпангоутами № 57 и 58, а
гпдроаккумулятор основной системы — рядом на шпангоуте № 58.

Сигнализатор давления МСТ-100 с демпфером Д-59-2 предназначен
для включения красной сигнальной лампы при падении давления в ос-
новной гидросистеме ниже 100+5 кГ)см2 и автоматического включения
<44
Рис. 5.12. Схема работы манометра типа ДИМ:

1 —мембрана; 2—шток; 3 — якорь; 4 — выпрямитель

Рис. 5.13. Сливной фильтр НУ5812-300:

1 — сливной кран; 2 — стакан; 3 — фильтрующий эле-
мент; 4 — перепускной клапан

при этом насосной станции НС-45 автономной гидросистемы и электро-
магнитного крана ГА-192 для питания гидроусилителя ГУ-108Д. Прин-
цип действия сигнализатора давления основан на способности чувстви-
тельного элемента мембраны прогибаться в зависимости от величины
поступающего давления. Прогибаясь, мембрана посредством штока пе-
ремещает пластину, несущую на себе контакты. Контакты при давлении
более 100±5 кГ)см.2 разомкнуты. При падении давления ниже этой ве-
личины контакты замыкаются. Демпфер Д-59-2 служит для гашения ко-
лебаний давления масла, поступающего к мембране, и входит в ком-
плект сигнализатора.

Электрический унифицированный индуктивный манометр ДИМ-240
предназначен для дистанционного измерения давления жидкости в гид-
равлических системах самолета. Манометр состоит из указателя
УИ1-240 и датчика ИД-240 с демпфером Основным элементом указате-
ля является магнитоэлектрический логометр с вращающимся магнитом
и неподвижными рамками.

Под действием давления мембрана 1 (рис. 5.12) датчика прогибается
и через шток 2 передает перемещение на якорь 3 датчика, который, из-
меняя воздушные зазоры магнитных цепей катушек индуктивности, из-
меняет индуктивность катушек. Это приводит к перераспределению то-
ков в рамке логометра указателя, что заставляет стрелку указателя
двигаться по шкале в соответствии с величиной давления на мембрану
датчика. Два комплекта ДИМ-240 установлены в тормозной гидроси-
стеме, один — в основной и один комплект ДИМ-150 — в автономной
гидросистеме.

Манометры питаются от сети переменного тока напряжением 36 в с
частотой 400 гц от статического преобразователя СПО-4.

Сливной фильтр НУ5812-300 (рис. 513) является фильтром тонкой
очистки и служит для очистки масла перед возвращением его в баки ос-
новной и тормозной гидросистем. Фильтрующий элемент 3 выполнен
из никелевой сетки и размещен в стакане 2. В случае загрязнения
фильтроэлемента и увеличения перепада давления до 2,5+0'5 кГ1см2
сработает перепускной клапан 4 и рабочая жидкость пройдет в баки,
минуя фильтрующий элемент. Для слива жидкости из стакана 2 при
промывке фильтрующего элемента в процессе выполнения регламентных
работ служит сливной кран 1.

Предохранительный клапан 124А-5810-0 предназначен для защиты
основной гидросистемы от повышения давления свыше 240+4 кГ/см2 в
случае неисправности регулятора производительности насоса НП-43М/1.
При этом давлении поднимается поршень клапана и через толкатель
открывает шариковый клапан, сообщающий линию высокого давления
с линией слива в бак основной гидросистемы.

СИСТЕМА УБОРКИ И ВЫПУСКА ШАССИ

Выпуск шасси с открыванием и закрыванием створок осуществляется
от основной гидросистемы, аварийный выпуск — от тормозной гидроси-
стемы, а управление уборкой шасси — только от основной системы (ава-
рийной уборки нет). Основное управление уборкой и выпуском шасси с
открыванием и закрыванием створок осуществляется трехпозиционным
электромагнитным краном ГА-142/1 дистанционно с помощью переклю-
чателя ППНГ-15. Переключатель ППНГ-15 управления уборкой и вы-
пуском шасси расположен на верхнем электрощитке, а кран ГА-142/1 —
в панели агрегатов основной гидросистемы в правом полукрыле.

В выпущенном положении главные ноги шасси запираются цанговы-
ми замками, вмонтированными в конструкцию подкосов-цилиндров убор-
ки и выпуска главных ног шасси, передняя нога запирается посредством
механизма распора и складывающегося подкоса. В убранном положении
главные ноги и передняя нога шасси удерживаются на замках 20 и 7
подвески (см. рис. 5.15). Открытие и закрытие задних створок главных
ног осуществляется гидроцилиндрами /5, а задних створок передней
ноги — гидроцилиндром 11 и механически (в последнем случае гидроци-
линдр работает как жесткая тяга).

Гидроцилиндры механизма задних створок главных ног шасси име-
ют по два штока 14 и 16, каждый из которых запирается в крайних по-
ложениях шариковыми замками. Эти цилиндры имеют по распре-
делителю 4 и согласующему клапану 13 с механическими приводами. Кла-
пан 13 предназначен для обеспечения подачи масла в .подкос-цилиндр 18
после раскрытия створок при уборке ног шасси. Клапан распределителя
4 предназначен для обеспечения подачи масла в замок 20 подвески
главной ноги шасси и подкос-цилиндр 18 после раскрытия створок при

Рис. 5.14. Схема работы электромагнитного
крана ГА-142/1 (в положении на выпуск
шасси):

1 — золотник; 2, 3 — поршни; 4, 6 — соленоиды; 5 —
шарики

выпуске шасси.

Гидроцилиндр механизма зад-
них створок передней ноги имеет
шариковые замки, запирающие
шток в обоих крайних положени-
ях, и согласующий клапан рас-
пределителя 4 для обеспечения
подачи жидкости в замок 7 подве-
ски и цилиндр 5 уборки и выпуска
передней ноги после раскрытия
задних створок при выпуске ноги.

Работа системы при выпуске
шасси. При включении переклю-
чателя ППНГ-15 управления
шасси в положение «Выпуск
шасси» питание подается на со-
леноид 4 электромагнитного кра-
Линий ВаВлений	линия слиВа при	Линия дабпения от Линия слибттри Выпуске

от основной системы	Выпуснеогоснсистемы тормозной системы от тормозной системы

Рис. 5.15. Схема системы управления шасси (в положении на выпуск):

/ — кран аварийного выпуска шассн; 2—клапаны отключения; 3— электромагнитный крен
ГА-142/1; 4 — распределители жидкости; 5 — цилиндр уборки и выпуска передней ноги; 6 — чел-
ночный клапан; 7—замок подвески передней иоги: 8—перепускной клапан; $ — клапан пере-
пуска; 10 — цилиндр механизма распора; 11— цилиндр задних створок передней ноги; Г2—ме-
ханический привод; 13 — согласующий клапан; 14, 16 — штоки; 15 — цилиндр задних створок
главных ног; 17—цанги;	18 — подкосы-цилиндры;	/5 — плунжеры цанговых замков:

20 — замки подвески главной hoih шасси

на ГА-142/1 (рис. 5.14), сердечник которого прижимает шарик 5 к седлу.
Жидкость из полости давления через канал, открытый левым шариком
5, проходит к левым поршням 2 и 3, которые сдвигают золотник 7 впра-
во. В этом положении золотник 1 соединяет линию давления с линией
выпуска шасси и жидкость одновременно поступает к следующим кла-
панам (рис. 5.15):

1)	к согласующему клапану распределителя 4 цилиндра 11 управле-
ния задними створками передней ноги на открытие створок. Шток ци-
линдра снимается с шарикового замка и, выдвигаясь, раскрывает створ-
ки (в этот момент гаснет красная лампа сигнализации убранного поло
жения передней ноги на табло прибора ППС-2МК) - В конце хода шток
цилиндра И запирается на шариковый замок и одновременно посредст-
вом механического привода 12 и толкателя открывается перепускной
клапан в распределителе 4 для подачи жидкости в полость замка 7 под
вески через челночный клапан 6 и в полость силового цилиндра 5 перед-
ней ноги через золотниковый распределитель 4. Замок подвески откры-
вается, шток силового цилиндра 5 втягивается и происходит выпуск но-
ги. Задние створки передней ноги в процессе выпуска закрываются ме-
ханически, а передние створки остаются открытыми.

В момент полного распрямления механизма распора загорается
зеленая лампочка сигнализации выпущенного положения передней но-
ги на табло прибора ППС-2МК, а флажок на механизме распора по-
ворачивается сигнальной площадкой к смотровому лючку в полу ка-
бины экипажа;

2)	к согласующим клапанам распределителей 4 цилиндров 15 управ-
ления задними створками главных ног на раскрытие створок. Цилинд-
ры 15 снимаются с шариковых замков и начинают двигаться относи-
тельно неподвижных штоков 14, шарнирно закрепленных к лонжерону
№ 2 крыла. В момент снятия цилиндра 15 с шарикового замка гаснут
красные лампы сигнализации убранного положения главных ног шасси
на табло прибора ППС-2МК- В конце хода цилиндра 15 срабатывает
шариковый замок и одновременно механический привод через толкатель
открывает клапан в распределителе 4 цилиндра 15 для перепуска жид-
кости в полости замков 20 подвески. Золотники замков 20, переходя в
крайнее положение, снимают крюки с защелок и замки открываются под
тяжестью ног шасси. При смещении золотника замка на 7,5±0,2 мм от-
крывается клапан в замке 20 и жидкость через штуцер 1 и распредели-
тель 4 поступает в полости подкосов-цилиндров 18 на выпуск главных
пог. После закрытия цангового замка плунжер 19 перемещает толка-
тель, приводящий в действие механический привод 12, который открыва-
ет шариковый клапан в согласующем клапане 13 цилиндра задних ство-
рок для перепуска жидкости в полость цилиндров 15 на закрытие ство-
рок. Одновременно механический привод 12 нажимает шток концевого
выключателя, замыкающего цепь зеленой лампы сигнализации выпу-
щенного положения главной ноги на табло ППС-2МК. Штоки 16 цилинд-
ров 15, вдвигаясь внутрь корпуса, закрывают задние створки (передние
боковые створки и щиток остаются открытыми). Жидкость из противо-
положных полостей агрегатов при выпуске шасси сливается в бак основ-
ной гидросистемы, проходя через кран ГА-142/1. На пути к крану жид-
кость из цилиндра 11 створок передней ноги проходит через открытый
согласующий клапан замка 7 подвески, а масло из подкосов-цилиндров
18 главных ног проходит при этом через согласующие клапаны цилинд-
ров 15 створок главных ног шасси. Из цилиндров 15 задних створок
главных ног до открытия замков подвески масло проходит через замки
подвески главных ног, попадая из штуцера 3 в штуцер 4. После открытия
замка 20 подвески золотник отсоединяет штуцер 3 от штуцера 4 и жид-
кость идет на слив через канал в корпусе замка и штуцер 6 (нулевой
слив). Такая линия слива обеспечивает надежное срабатывание шари-
ковых замков цилиндров створок главных ног и предотвращает возмож-
ность снятия с замка вследствие просачивания масла из штуцера 2 в
штуцер 3, которое по каналу в корпусе замка и через штуцер 6 также
уходит в линию слива. Это обеспечивает надежность работы агрегатов
шасси при уборке и выпуске.

Максимальное давление при выпуске шасси—180 кПсм2. По окон-
чании операции выпуска шасси, которая длится не более 10 сек, долж-
ны загореться три сигнальные лампы с зеленым светофильтром прибора
сигнализации положения ног шасси ППС-2МК, установленного на ле-
вой приборной доске. Выпущенное положение передней ноги, кроме то-
го, может быть проконтролировано по механическому указателю (флаж-
ку), расположенному на механизме распора передней ноги, через оваль-
ное отверстие в полу кабины. После загорания последней лампы свето-
вой сигнализации на табло необходимо выдержать систему под давле-
нием 210 кПсм2 в течение 20—30 сек, после чего переключатель
ППНГ-15 управления шасси перевести в нейтральное положение. При
этом золотник крана ГА-142/1 устанавливается в нейтральное положе-
ние, сообщая линию выпуска шасси со сливом (оба электромагнита кра-
на обесточены).

Примечание. Если рычаг управления одного или двух двигателей поставлен на
режим малого газа, а шасси (или одна из ног) не выпущено, то включается звуковая
и прерывистая световая сигнализация «Выпусти шасси» на табло ППС-2МК. Поэтому
при полете на режиме малого газа с убранным шасси цепь сирены необходимо выклю-
чить кнопками за рычагами управления двигателями правого пилота.

Действие системы при уборке шасси. При установке переключа-
теля ППНГ-15 управления шасси в положение «Уборка шасси»
питание подается на соленоид 6 электромагнитного крана ГА-142/1
(см. рис. 5.14), сердечник которого прижимает левый шарик 5 к
седлу. Жидкость из полости давления через канал, открытый правым
шариком 5, проходит к правым поршням 2 и 3, которые смещают золот-
ник 1 влево. В таком положении золотник 1 соединяет линию давления
с линией уборки шасси и жидкость одновременно поступает (рис. 5.16):

1)	в полость цилиндра 10 механизма распора передней ноги и через
золотниковый распределитель 4 в полость силового цилиндра 5 передней
ноги, а также к перепускному клапану 8 замка подвески передней ноги.
Механизм распора и складывающийся подкос передней ноги складыва-
ются (в этот момент гаснет зеленая лампа сигнализации выпущенного
положения передней ноги), нога убирается. В процессе уборки задние
створки передней ноги открываются механически, а после постановки
ноги на замок подвески механический привод откроет перепускной кла-
пан 8, через который жидкость пойдет к цилиндру 11 на закрытие зад-
них створок передней ноги. Шток цилиндра 11 втягивается и становится
в конце хода на шариковый замок (в этот момент загорается красная
лампа сигнализации убранного положения передней ноги на табло
ППС-2МК);

2)	к согласующим клапанам 13 цилиндров 15 задних створок и к
штуцерам 4 замков 20 подвески главных ног. Задние створки открыва-
ются вследствие снятия с шарикового замка штока 16 и выдвижения
его из цилиндра 15. В конце хода шток 16 становится на шариковый за-
мок и через механический привод открывает согласующий клапан 13
для перепуска через распределители 4 жидкости в полости цилиндров-
подкосов 18 главных ног шасси. Штоки цилиндров-подкосов снимаются
с цанговых замков (в этот момент гаснут зеленые лампы сигнализации
выпущенного положения главных ног шасси) и, выдвигаясь из цилинд-
ров, убирают главные ноги шасси-

При постановке ног на замки 20 подвески золотники замков смеща-
ясь, соединяют штуцера 4 со штуцерами 3 и жидкость поступает к рас-
пределителям 4 цилиндров 15 задних створок на закрытие створок, ко-
торое происходит вследствие движения корпуса цилиндра 15 относитель-
но неподвижных штоков 14. В конце хода цилиндры 15 устанавливаются
на шариковые замки, а механические приводы приводят в действие кон-
"	'	Ёбак

Рис. 5.16. Схема системы управления шасси (в положении на уборку; наименование
,	позиций те же, что на рнс. 5.15)

цевые выключатели, замыкающие цепи красных ламп сигнализации уб-
ранного положения главных ног (концевые выключатели на цилиндрах
задних створок всех ног шасси соединены последовательно с концевы-
ми выключателями, установленными на замках подвески).

Жидкость из цилиндра 5 уборки и выпуска передней ноги и из ци-
линдра 11 створок передней ноги сливается в бак основной системы,
проходя через кран ГА-142/1. При раскрытии створок перед уборкой
главных ног жидкость, вытесняемая из цилиндров 15 створок, сливает-
ся в бак основной системы, пройдя через согласующий клапан 13 под-
коса-цилиндра 18, замок 20 подвески, золотниковую полость распреде-
лителя 4 цилиндров 15 створок и кран ГА-142/1.
Из подкоса-цилиндра 18 жидкость попадает в сливную линию через
золотников'ыи распределитель 4, замок 20 подвески, золотниковую по-
лость распределителя 4 цилиндра 15 створок и кран ГА-142/1

Максимальное давление при уборке шасси—185 кПсм2. По оконча-
нии операции уборки и закрытия створок, которая длится не более 7 сек,
должны гореть три сигнальные лампы с красным светофильтром на таб-
ло ППС-2МК. После загорания последней красной лампы система вы-
держивается под давлением 210 кГ)см.2 в течение 5 сек, затем рукоятка
переключателя ППНГ-15 переводится в нейтральное положение. При
этом кран ГА-142/1 сообщает линию уборки шасси со сливом, ноги шас-
си удерживаются в убранном положении замками подвески.

Неисправности в системе основного выпуска и уборки шасси и дейст-
вия экипажа в случае их возникновения. Если при выпуске шас-
си одна или несколько сигнальных ламп выпущен-
ного положения шасси не загорелись, необходимо:

1)	убедиться, что лампы не перегорели, для чего нажать на кнопку
проверки ламп и убедиться, что они исправны;

2)	если и после этого одна из ламп не загорается, то необходимо
перевести рукоятку переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение
и убедиться, что давление в основной гидросистеме не менее
200—210 кГ1см2\

3)	при наличии давления 200—210 кПсм2 (при нейтральном поло-
жении переключателя ППНГ-15) уменьшить скорость полета до
350 км[ч;

4)	вторично перевести рукоятку переключателя в положение «Вы-
пуск шасси» и, удерживая ее в таком положении 8—10 сек, убедиться,
что давление после падения, вызванного срабатыванием крана
ГА-142/1 на выпуск, вновь возросло до 200—210 кГ!см2\

5)	проверить положение передней ноги через окно в полу кабины
экипажа по механическому указателю (флажку) на механизме распора.
При выпущенном положении флажок повернут белой с черными полоса-
ми стороной к окну.

Закрытие створок главных ног шасси после их выпуска свидетельст-
вует о постановке ног на замки выпущенного положения, так как жид-
кость в цилиндр задних створок на их закрытие перепускается лишь
после срабатывания цангового замка в цилиндре-подкосе главной ноги.
Бортмеханик может визуально проверить положение задних створок
главных ног, выйдя в пассажирскую кабину;

6)	если перечисленные действия не привели к загоранию сигнальной
лампы, необходимо произвести довыпуск шасси аварийно от тормозной
гидросистемы. Это также необходимо делать сразу, если давление в ос-
новной гидросистеме при переводе переключателя ППНГ-15 в нейтраль-
ное положение остается менее 200 кГ[см2.

Если во рремя уборки шасси при достижении давления в системе
200—210 кГ/см2 одна или несколько ламп не загорелись
или же все лампы убранного положения загораются, но
после возвращения рукоятки переключателя ППНГ-15 в нейтральное
положение одна или несколько этих ламп г а с н у т, это ука-
зывает на то, что те ноги шасси, об убранном положении которых сиг-
нализируют эти лампы, не дошли до крайнего убранного положения,
т. е не встали на замки подвески (лампы же загорелись от того, что при
наличии давления эти ноги шасси доходили до этого положения, но на
замки не вставали из-за неисправности замков). В этом случае необхо-
димо уменьшить скорость полета до 350 км)ч, выпустить шасси от ос-
новной системы и повторить уборку шасси.

Если же при повторной уборке шасси указанное выше повторяется
или же одна из ламп вообще не загорается, необходимо доложить руко-
водителю полетов о неисправности замков шасси и действовать по его
указанию. Продолжать полет, если одна или несколько ног шасси не
встали на заг^к убранного положения, а удерживаются в этом положе-
нии только давлением в гидросистеме, запрещается.

Система аварийного выпуска шасси. В случае неисправности систе-
мы выпуска шасси от основной гидросистемы аварийный выпуск шасси
производится от тормозной системы посредством крана аварийного вы-
пуска шасси, установленного под полом за правым пилотом у шпангоу-
та № 7. Рукоятка, приводящая кран в действие, находится за мотопуль-
том пилота. При управлении выпуском шасси от крана жидкость к
агрегатам шасси поступает по самостоятельным линиям. В линиях ава-
рийного выпуска передней и главных ног установлены перепускные кла-
паны 9 (см. рис- 5.15), обеспечивающие опережение раскрытия задних
створок перед снятием ног шасси с замков подвески. Клапан перепуска
(рис. 5.17) представляет собой автоматически действующий регулятор
шарикового типа. При увеличении давления в штуцере А масло прохо-
дит через дроссельный валик 10 (испытывая значительное сопротивле-
ние) под поршень 13, и когда давление под поршнем достигнет
170+15 кГ1см2, последний через толкатель 12 откроет шариковый кла-
пан — шарик 7, перепускающий жидкость в линию аварийного выпуска
шасси (это происходит с запаздыванием в 2—3 сек после окончания опе-
рации раскрытия створок). Два таких клапана установлены на внутрен-
них стенках гондол главных ног шасси, а один — в нише передней ноги
у шпангоута № 10, слева от оси самолета.

В линию аварийного выпуска шасси включены два клапана отключе-
ния 2 (см. рис. 515). Один из них, установленный в панели агрегатов
основной гидросистемы, предназначен для сброса давления в магистра-
ли основной системы при выпуске шасси от тормозной. При перекладке
его золотника под давлением жидкости из тормозной системы линия
подвода жидкости к крану ГА-142/1 от основной системы запирается, а
линия, идущая от крана ГА-142/1, соединяется со сливом. Другой кла-
пан отключения предназначен для обеспечения нормальной работы кра-
на ГА-142/1 при аварийном выпуске шасси. Он установлен под полом
в районе шпангоута № 34. Под давлением жидкости из тормозной гид-
росистемы золотник клапана перекладывается, в результате чего жид-
кость из цилиндра створок передней ноги направляется непосредствен-
но на слив в бак основной гидросистемы, предупреждая возможность
создания высокого давления жидкости при обратном ходе жидкости че-
рез кран ГА-142/1, если его золотник не станет в нейтральное положе-
ние (заклинит) при переводе рукоятки переключателя ППНГ-15 в ней-
тральное положение.

Выпуск шасси от тормозной гидросистемы происходит следующим
образом. При нажатии кнопки 5 на рукоятке 4 аварийного крана 1
шасси (рис. 5-18) и перемещении рукоятки вверх происходит переклад-
ка золотника крана в нижнее положение посредством эксцентрикового
валика в головке крана, который с помощью роликов и двустороннего
троса 2 связан с рукояткой 4. При этом жидкость от тормозной системы
через открывшиеся каналы в кране одновременно подается (см. рис.
5.15):

к	обоим клапанам отключения 2, перекладывая их золотники влево;

к	челночному клапану распределителя 4 цилиндра 11 задних створок
передней ноги;

к	трем клапанам перепуска 9;

к	золотниковым распределителям 4 цилиндров 15 задних створок
главных ног (под давлением жидкости цилиндр 15 движется относи-
тельно неподвижного штока 14);

к	цилиндру 5 уборки и выпуска передней ноги через челночный кла-
пан в распределителе 4 и подкосам-цилиндрам 18 главных ног шасси
152
Рис. 5.17. Клапан перепуска НУ5808 350:

1 — гайка; 2 — букса; 3 — сальник; 4 — корпус; 5 —
крышка; 6, 11 — пружины; 7 — шарик; 8 — седло
клапана; 9 — направляющая; 10 — дроссельный ва-

. лик; 12— толкатель; 13 — поршень

Рис. 5.18. Установка крана ава-
рийного выпуска шасси:

1 — кран; 2 — двусторонний трос;

3 — ролик; 4—рукоятка крана; 5—
кнопка

(после раскрывания створок через челночные клапаны в золотниковых
распределителях 4).

По окончании операции открытия задних створок передней ноги,
когда давление повысится до 170+15 кПсм2, клапан 9 перепуска пропу-
скает масло к челночному клапану 6 замка 7 подвески передней ноги и
к золотниковому распределителю 4 цилиндра 5 уборки и выпуска пе-
редней ноги. Происходит выпуск передней ноги, закрытие задних ство-
рок передней ноги осуществляется механически.

По окончании операции открытия задних створок главных ног при
давлении 170+15 кПсм2 клапаны 9 перепуска пропускают масло к зам-
кам 20 подвески главных ног и к золотниковым распределителям 4 под-
косов-цилиндров 18 на выпуск шасси. Задние створки гондол при этом
не закрываются.

Масло, вытесняемое из цилиндра 5 уборки и выпуска передней ноги,
из подкосов-цилиндров 18 и из цилиндров 15 створок главных ног при
их открытии сливается в бак тормозной гидросистемы через аварийный
кран 1 шасси.

Масло же, вытесняемое из цилиндра 11 створок передней ноги и из
цилиндров 15 створок главных ног, при их закрытии сливается в бак
основной гидросистемы через клапан 2 отключения и частично через
кран ГА-142/1 (при этом происходит перекачка небольшого количества
масла, равного рабочему объему указанных цилиндров, из бака тормоз-
ной гидросистемы в бак основной системы).
Сигнализация выпущенного положения шасси при аварий-
ном выпуске та же, что и при выпуске от основной гидросистемы.
Продолжительность выпуска шасси от тормозной гидросистемы —
не более 20 сек, максимальное давление в процессе выпуска —
140 кПсм2.

В случае отказа системы аварийного выпуска шасси можно за 15—
20 мин выпустить шасси ручным насосом НР-01, включенным в тормоз-
ную систему. Жидкость под давлением, создаваемым ручным насосом,
идет на выпуск шасси через кран аварийного выпуска. Насос НР-01
установлен в кабине экипажа на боковой стенке постамента кресла пра-
вого пилота в зоне шпангоута № 7.

Довыпуск шасси от тормозной системы. Если при выпуске шасси от
основной гидросистемы одна из сигнальных ламп не загорелась (про-
верка их показывает, что они исправны), а при переводе рукоятки пе-
реключателя ППНГ-15 в нейтральное положение давление в основной
гидросистеме остается ниже 200 кПсм2, то необходимо произвести до-
выпуск шасси or аварийной системы. Это необходимо делать сразу, ес-
ли при переводе переключателя ППНГ-15 в нейтральное положение
давление восстанавливается до 200 210 кГ/см2, но после уменьшения
скорости до 350 км/ч при повторном выпуске шасси от основной гидро-
системы; зеленая лампа не загорается, а визуальная проверка подтвер-
ждает, что какая-то из ног выпустилась не полностью, т. е. не встала на
замок.

Перед довыпуском шасси от аварийной системы необходимо убедить-
ся, что рукоятка переключателя ППНГ-15 управления от основной си-
стемы находится в нейтральном (среднем) положении, так как в про-
тивном случае челночные клапаны золотниковых распределителей гид-
роагрегатов могут не пропустить жидкость от тормозной системы. После
этого нажать на кнопку рукоятки «Шасси аварийно» за правым пило-
том, вытянуть рукоятку вверх до упора и оставить ее в вытянутом поло-
жении до установки самолета на место стоянки и выявления причины
аварийного довыпуска шасси.

Наиболее вероятными причинами неисправностей в системе управ-
ления шасси от основной системы могут быть: несрабатывание концевых
выключателей из-за недостаточного запаса хода их штоков, замыкание
цепей или несрабатывание этих концевых выключателей из-за попада-
ния влаги и замерзания ее, неисправность цепей питания электромаг-
нитного крана ГА-142/1 или самого крана

Так, в эксплуатации самолета были вынужденные посадки из-за не-
уборки шасси после взлета вследствие несрабатывания концевого вы-
ключателя блокировки уборки шасси на земле по причине недостаточ-
ного запаса хода штока этого концевого выключателя (запас хода после
этого увеличен с 1,5—2 до 1,8—3,5 мм).

В другом случае после взлета при уборке шасси от основной си-
стемы давление в ней резко упало, а ноги шасси установились в проме-
жуточном положении. При переводе переключателя ППНГ-15 управ-
ления шасси в нейтральное положение давление восстановилось. Шасси
было выпущено аварийно, после чего самолет совершил вынужденную
посадку. Причиной резкого падения давления была неисправность в ре-
гулировании насоса НП-43М/1, что привело к открытию и вре-
менному зависанию предохранительного клапана основной гидроси-
стемы.

Одной из причин замедленного выпуска шасси (передней ноги основ-
ных ног) является неправильная регулировка хода толкателя согла-
сующего клапана цилиндра створок — мала величина хода — 3,0—3,5
мм Поэтому при обнаружении завышенного времени выпуска одной из
ног шасси необходимо немедленно произвести регулировку хода
штока.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС ПЕРЕДНЕЙ НОГИ ШАССИ

Для обеспечения высокой маневренности при движении самолета по
земле, выдерживания прямолинейности движения при взлете и посад-
ке, а также для уменьшения износа колес главных ног, передняя нога
шасси управляема. Система управления поворотом колес передней ноги
построена на электрогидравлическом приводе со следящим устройст-
вом (обратной связью) и питается от основной гидросистемы под дав-
лением 210 кПсм2. В выключенном состоянии система обеспечивает демп
фирование самоколебаний типа шимми передней ноги, возникающих в
результате деформации амортизационной стойки ноги и пневматиков ко-
лес при движении самолета с большой скоростью по ВПП, при большой
нагрузке на переднюю ногу, малой жесткости пневматика вследствие
низкого давления воздуха в нем, при повышенных люфтах в шарнирных
соединениях поворотно-демпфирующего устройства, при нарушенной ба
лансировке колес, при большой разнице давлений в шинах колес- Само-
колебания типа шимми могут привести к срыву пневматиков и даже
к разрушению передней ноги шасси. Расположение оси колес сзади оси
головки штока уменьшает эти колебания.

Управление поворотом колес передней ноги шасси производится от
педалей ножного управления самолетом совместно с управлением ру-
лем направления. Система управления имеет четыре режима работы

1.	Режим руления самолета с убранными закрылками, когда при
полном отклонении педалей обеспечивается угол поворота колес ±35°
от нейтрального положения О работе на этом режиме сигнализирует
желтая лампа, расположенная на передней части электрощитка левого
пилота.

2.	Режим малых отклонений, соответствующий разбегу и пробегу са-
молета с выпущенными закрылками, когда при полном отклонении пе-
далей обеспечивается угол поворота колес ±5°30' от нейтрального по-
ложения (взлетно-посадочный режим).

3	Режим экстренного руления при выпущенных закрылках, когда
при полном отклонении педалей обеспечивается угол поворота колес
±35° от нейтрального положения.

Во всех трех указанных режимах отклонение колес передней ноги
непрерывно следует за отклонением педалей.

4.	Режим свободного ориентирования передней ноги, при котором
колеса и педали имеют полную и независимую свободу движения. Этот
режим устанавливается автоматически с момента отрыва передней ноги
от земли на взлете или после выключения выключателя ВГ-15К управ-
ления поворотом колес передней ноги на электрощитке левого пилота.

Переключение системы на соответствующий режим происходит сле-
дующим образом.

1- При посадке самолета переход с режима свободного ориентирова-
ния на взлетно-посадочный режим происходит автоматически посред-
ством замыкания электроцепи через блокировочный концевой выклю-
чатель, срабатывающий при обжатии амортизационной стойки передней
ноги. В момент замыкания электроцепи одновременно происходит про-
цесс согласования положения передней ноги с положением руля на-
правления (педалей) и включение гидропривода в работу. В этом ре-
жиме путевая управляемость самолета определяется как эффективно-
стью руля направления, так и эффективностью поворота колес передней
ноги шасси. По мере уменьшения скорости пробега эффективность руля
снижается, а эффективность колес возрастает, поэтому суммарная эф-
фективность управления в процессе всего пробега практически сохраня-
ется постоянной, что имеет большое значение при посадке с боковым
Ветром-

S.	В конце пробега самолета при уборке закрылков происходит
включение второго блокировочного концевого выключателя в механизме
МКВ-36, который подготавливает электроцепь переключения крана
ГА-163 на большие углы.

3.	Нажатием выключателя ВНГ-15К на верхнем электрощитке осу-
ществляется переход со взлетно-посадочного режима на режим руления
(для этого закрылки должны быть полностью убраны). После нажа-
тия переключатель можно отпустить, так как электроцепь самоблокиру-
ется.

4-	При необходимости экстренного перехода со взлетно-посадочного
режима на режим руления при выпущенных закрылках необходимо на-
жать переключатель ВНГ-15К и удерживать его в нажатом состоянии
до окончания экстренного разворота или до момента полной уборки
закрылков.

Перед взлетом самолета переход системы управления на взлетно-
посадочный режим с режима руления происходит автоматически при
выпуске закрылков на предварительном старте.

В случае неисправности гидропривода и падения давления в гидро-
системе система управления автоматически переходит в режим сво-

7

Рис. 5.19 Схема системы управления поворотом колес передней ноги шасси:

Г — педали; 2, 10— качалки; 3— тяга системы управления рулем направления; 4 — золотниковый
пульт РГ-16А; 5 — поводок; б, 9 — регулируемые тяги; 7 — гермоузел; 8— пружина; II —нсардан;
Г2— карданный вал; 13 — рычаг; 14 — колеса; 15 — шток амортизационной стойки; И - гидропри-
вод-демпфер; /7 —тяга, 18 — кран переключения /9 — срезной болт
бедного ориентирования передних колес и выдерживание направле-
ния самолета осуществляется рулем направления и раздельным тормо-
жением колес главных ног шасси. Так как управление поворотом колес
передней ноги осуществляется одновременно с отклонением руля на-
правления от педалей, то при механическом повреждении золотнико-
вого пульта системы управления передних колес (заклинение золотника)
срезается специальный магниевый болт в тяге проводки к пульту, обес-
печивая свободу хода проводки управления рулем направления.

Система управления поворотом колес передней ноги состоит из сле-
дующих основных элементов (рис. 5.19): педалей / ножного управления
рулем направления; регулируемой тяги 9 с овальным вырезом в ушко-
вом наконечнике для обеспечения свободного хода проводки на 11±
1 мм; гермоузла 7; пружины 8, обеспечивающей выборку люфтов, плав-
ность работы системы и возвращение проводки и педалей в нейтраль-
ное положение при снятии нагрузки с педалей; ведущего поводка 5; зо-
лотникового пульта РГ-16А (4); следящей системы, состоящей из кар-
данного вала 12, рычага 13 и тяги 17; гидропривода-демпфера 16; элект-
ромагнитного крана ГА-163 включения и выключения золотникового
пульта РГ-16А; крана переключения 18; главного выключателя ВГ-15К
системы управления поворотом колес, нажимного выключателя
ВНГ-15К включения поворота колес на ±35° и лампы сигнализации
режима больших отклонений (±35°).

Электромагнитный кран ГА-163 — трехпозионный, с двумя распреде-
лительными золотниками, управляемыми электромагнитами (рис- 5.20).
Кран установлен в нише передней ноги на стенке шпангоута № 8. При
включении выключателя ВГ-15К при обжатой амортизационной стойке
передней ноги срабатывает распределительный золотник крана ГА-163
и давление подается в штуцер <М» золотникового пульта РГ-16А. Си-
стема будет работать в режиме малых отклонений. Если при включен-
ном выключателе ВГ-15К нажать выключатель ВНГ-15К на верхнем
электрощитке, то сработает другой распределительный золотник крана
ГА-163. Жидкость под давлением будет подаваться в штуцер «Б» зо-
лотникового пульта РГ-16А и система будет работать в режиме боль-
ших отклонений.

Золотниковый пульт РГ-16А представляет собой гидравлический аг-
регат, служащий для управления гидроприводом поворота колес перед-
ней ноги, т- е. для распределения рабочей жидкости на режимах боль-
ших или малых отклонений колес передней ноги при движении педалей

Рис. 5 20. Схема работы
электромагнитного краиа
ГА-163 (под действием
верхнего электромагнита
распределительный золот-
ник обеспечивает подвод
жидкости к штуцеру ма-
лых углов пульта
РГ-16А)
Рнс. 5.21. Золотнико-
вый пульт РГ-16А:

1 — золотник клапана
малых углов; 2 — веду-
щий золотник малых уг-
лов; 4 —гильза; 5 —
большая шестерня; 6 —
ведущий фланец; 7 —
малая шестерня; 8 — сле-
дящий золотник боль-
ших углов; 9 — веду-
щий золотник больших
>глов; 10 — гнльза; 11 —
золотник клапана боль-
ших углов; 12 — дрос-
сельная шайба; 13 —
фильтр; 14 — большая
шестерня следящей сис-
темы; 15 — фланец сле-
дящей системы; 16 —
малая шестерня следя-
щей системы

в ту или другую сторону. Установлен золотниковый пульт в нише пе-
редней ноги на стенке шпангоута № 8 и состоит из следующих основных
узлов (рис. 5-21): двух переключающих золотников 1 и 11; двух комп-
лектов поворотных золотников 2, 3, 8 и 9; двух входных и двух выход-
ных фильтров 13; золотника кольцевания полостей цилиндра гидропри-
вода; двух коробок шестеренчатых передач и двух гильз 4 и 10.

Каждый комплект поворотных золотников состоит из ведущих зо-
лотников 2 и 9 и золотников обратной связи 3 и 8. Комплект с золотни-
ками 8 и 9 управляет поворотом колес на большие углы, а комплект с
золотниками 2 и 3 — поворотом колес на малые углы. Внутри золотни-
ков 3 и 8 помещена вставка, уплотненная резиновыми кольцами, кото-
рая разделяет внутреннюю полость золотника на две части: верхнюю,
управляющую поворотом колес влево, и нижнюю, управляющую пово-
ротом колес вправо. Входной сигнал передается через ведущий фланец
6 одновременно золотникам 9 и 2, но угол поворота золотника 2 мень-
ше угла поворота золотника 9 в отношении 27:61 (число зубьев шесте-
рен 7 и 5). Сигнал от обратной связи передается фланцу 15, а от него
одновременно золотникам 8 и 3, но угол поворота золотника 3 больше
угла поворота золотника 8 в отношении 65:23 (число зубьев шестерен
14 и 16). Специальное устройство всех шестерен позволяет осуществить
безлюфтовое зубчатое зацепление-

Поскольку входное и выходное звенья пульта непосредственно со-
единены с золотниками 9 и 8, а углы поворота их при работе равны
между собой, то углы поворота входного и выходного звеньев в режи-
ме больших отклонений также равны между собой. При работе пульта
в режиме малых углов при одном и том же повороте входного звена,
что и в режиме больших углов, звено, соединенное с обратной связью,
отрабатывает углы в отношении 1:64-6,5, так как угол поворота золот-
ника 2 меньше в 2,26 раза угла поворота входного звена, а угол поворо-
та золотника 3 в 2,82 раза больше угла поворота звена обратной связи.
Следовательно, повороту входного звена на угол а соответствует
в 6,37 раза (2,26X2,82) меньший угол поворота звена обратной свя-
зи, поэтому при полном ходе педали колеса повернутся всего лишь на
5°30' вместо 35°-

Для предотвращения резкого нарастания давления под золотниками
1 и 11 согласующих клапанов больших и малых углов перед ними ус-
тановлены дроссельные шайбы 12, а для тщательной фильтрации жид-
кости, т. е. уменьшения возможности заклинения ведущих или следящих
золотников, в корпусе пульта имеются дополнительные фильтры 13.

Принцип работы золотникового пульта состоит в следующем. При
включении выключателя ВГ-15К при обжатой амортизационной стойке
передней ноги срабатывает распределительный золотник электромаг-
нитного крана ГА-163 и давление жидкости подается к согласующему
клапану малых углов. Происходит перемещение его золотника 1 в верх-
нее положение и рабочая жидкость подходит к ведущему золотнику 2
малых углов, где дальнейший путь ей перекрыт телом золотника 3. При
движении педали, например вправо, после выборки холостого хода 11±
1 мм происходит поворот ведущего фланца 6 вместе с малой шестер-
ней 7, которая передает движение через большую шестерню 5 ведущему
золотнику 2 малых углов. При этом сообщаются радиальные сверления
в золотниках 3 и 2 и жидкость поступает в нижнюю полость (при даче
левой педали — в верхнюю) внутри золотника 3, откуда по открытым
радиальным сверлениям в золотниках 2 и 3, гильзе 4 и по каналам
в корпусе и клапане малых углов жидкость через фильтр В подходит
к штуцеру «Правый» (при даче левой педали к штуцеру «Левый») в
корпусе пульта.

От штуцера пульта жидкость через кран переключения 4 (рис. 5,22)
поступает во внутреннюю полость гидропривода-демпфера 5 (при даче
159
Рис 5.22. Схема гидравлической системы
управления поворотом колес передней
ноги:

1—электромагнитный кран ГА-163; 2— золот-
никовый пульт РГ-16А; 3 — обратный клапан
ОК-6А в линии слива; 4 — кран переключения;

5 — гидропривод-демпфер: 6 — жиклер

левой педали жидкость подходит с
внешних сторон поршней гидропри-
вода), обеспечивая правый разворот
колес передней ноги. Жидкость из
противоположных полостей цилинд-
ра гидропривода-демпфера 5 слива-
ется через кран переключения 4,
штуцер «Левый» на пульте РГ-16А,
верхнюю полость внутри золотни-
ка 3 (рис. 5.21), через каналы в кор-
пусе пульта и обратный клапан в
бак основной гидросистемы.

При повороте передних колес
вправо гидропривод, поворачиваясь
(через шлиц-шарнир) вместе с ни-
ми, посредством механизма обрат-
ной связи поворачивает вправо сле-
дящий фланец 15 золотникового
пульта и большая шестерня 14 пере-
дает движение малой шестерне 16,
сидящей на следящем золотнике 3
малых углов. При остановке педа-
лей, а следовательно, и ведущего
золотника 2 малых углов следящий
золотник 3 малых углов, набегая на
него, перекрывает каналы, подводя-

щие и отводящие рабочую жидкость к гидроприводу. После этого пово-

рот колес прекращается и они остаются в положении, соответствующем
ходу педали. Если пилоту необходимо еще увеличить угол поворота ко-
лес, т. е. и самолета вправо, он перемещает правую педаль вперед.
Ведущий фланец, а следовательно, и ведущий золотник малых углов
поворачиваются (уже без выборки свободного хода 11 мм в системе
управления), подводя еще определенную порцию жидкости в полость
правого разворота гидропривода, т. е. цикл управления возобновляется.
При полном ходе педали вправо колеса передней ноги будут повернуты
вправо на 5°30'. При работе пульта в режиме малых углов золотники 8
п 9 больших углов вращаются вхолостую, так как подвод жидкости к
штуцеру больших углов закрыт краном ГА-163.

При нажатии выключателя ВНГ-15К на верхнем электрощитке сра-
батывает другой распределительный золотник электромагнитного кра-
на ГА-163, рабочая жидкость подается к согласующему клапану боль-
ших углов золотникового пульта РГ-16А, золотник 11 клапана, сме-
щаясь вверх, обеспечивает подвод жидкости к ведущему золотнику 9
больших углов, где жидкость будет заперта до момента начала смеще-
ния золотника 9 относительно золотника 8. Дальнейшая работа пульта
происходит аналогично описанной. Колеса передней ноги будут повора-
чиваться на ±35° от нейтрального положения при полном ходе педалей.

При выключении выключателя ВГ-15К на электрощитке левого пи-
лота обесточиваются оба электромагнита крана ГА-163, штуцера под-
вода жидкости к пульту сообщаются со сливом, золотники 1 и 11 кла-
панов возвращаются в исходное положение под действием пружин. Зо-
лотник кольцевания в пульте РГ-16А (на рисунке не показан) сообща-
ет полости пульта между собой, одновременно соединяя их со сливом
и обеспечивая возможность срабатывания крана переключения.
Кран переключения переводит гидропривод в режим демпфирования.

Кран переключения 4 (см. рис. 5,22) предназначен для переключе-
ния системы поворота колес передней ноги из управляемого положения
в самоориеитирующиеся (и обратно) и представляет собой гидравличе-
скнй агрегат золотникового типа с регулируемым жиклером и двумя
клапанами перепуска. Установлен кран на амортизационной стойке пе-
редней ноги рядом с гидроприводом-демпфером.

Включение крана происходит автоматически посредством переме-
щения поршней при повышении давления в одной из линий управления,
соединенных со штуцерами левого и правого разворота золотникового
пульта РГ-16А при включенном выключателе ВГ-15К управления пово-
ротом передних колес.

При отрыве передней ноги от земли в момент взлета размыкается
концевой выключатель ДП-702 на верхнем звене шлиц-шарнира перед-
ней амортизационной стойки, разрывая электроцепь питания крана
ГА-163 (это произойдет и при выключении выключателя ВГ-15К), дав-
ление в линиях управления крана переключения падает и пружина пере-
мещает золотник в исходное положение. Обе полости гидропривода со-
общаются при этом через дозирующий жиклер 6, установленный в до-
полнительном канале корпуса, соединяющем штуцера, которые в свою
очередь соединены с обеими полостями гидропривода. При выключен-
ной системе передняя нога переходит в режим свободного ориентирова-
ния, колеса при отрыве от ВПП устанавливаются в нейтральное поло-
жение, необходимое для нормальной уборки передней ноги шасси.

Жиклер 6 создает необходимую степень демпфирования поворотно-
го движения колес передней ноги вследствие большого сопротивления
перетеканию масла из одной полости гидропривода в другую через ма-
лое сечение жиклера. В корпусе крана переключения имеются специ-
альные клапаны, предназначенные для пополнения масла и предупреж-
дающие образование вакуумных пустот в полостях демпфера.

Требования по эксплуатации системы поворота колес передней ноги.
При эксплуатации самолета необходимо соблюдать следующие требо
ваиия.

1.	Перед буксировкой самолета необходимо убедиться, что звенья
шлиц-шарнира передней ноги шасси разъединены, выключатель ВГ-15К
управления системой поворота передней ноги выключен, тормозная си-
стема заряжена до давления 200—210 кПсм2. Скорость буксировки не
должна превышать 15 км/ч, а вблизи препятствий — 5 км/ч-

2.	Перед остановкой самолета передние колеса установить вдоль осп
самолета, после отсоединения буксировочного водила соединить звенья
шлиц-шарнира передней ноги, а рукоятку законтрить. После страгнва-
ния самолета с места включить переключатель ВГ-15К, нажать и удер-
живать в нажатом положении выключатель ВНГ-15К на верхнем элекг-
рощитке (закрылки на предварительном старте выпущены). При этом
горит желтая лампа «Поворот ±35°» рядом с переключателем ВГ-15К
на электрощитке левого пилота.

3.	При рулении не допускать резких поворотов, при которых перед-
няя нога будет повернута на предельный угол ±35°, ограниченный уио
рами .на цилиндре амортстойки и поворотном хомуте.

4.	Не допускать разворотов во время руления самолета при наличии
в стороне, противоположной развороту, людей на расстоянии менее
50 м. Запрещается резко тормозить самолет на разворотах во избежание
повреждения механизма управления передней ноги. Минимально до-
пустимый радиус разворота самолета при рулении, как и при буксиров-
ке, 16 м, считая от осн тележки главной ноги, расположенной со сто-
роны разворота (при этом наименьший радиус дорожки качения колес
передней ноги будет равен 25 м)-

Выполнять разворот на месте с одной неподвижной тележкой шасси
запрещается во избежание больших нагрузок на нее, колеса и элементы
амортизационной стойки.

5.	Скорость руления выбирать в зависимости от ширины рулежной
дорожки, состояния ее поверхности и наличия препятствий. Для разво-
6-ЗОЗЭ	161
рота'самолета на 180° ширина рулежной дорожки должна быть не. ме-
нее 60 м, в случае необходимости выполнения разворота на полосе ши-
риной менее 60 >и допускается незначительное подтормаживание^ внут-
ренней тележки, но так, чтобы она не разворачивалась на месте. Перед
остановкой самолета на исполнительном старте передние колеса необ-
ходимо установить вдоль продольной оси самолета, а самолет — в на-
правлении взлета, для чего прорулить 5—10 м по ВПП и остановиться
на удалении не более 100 м от начала ВПП.

Предупреждение. Запрещается в любом случае при стоянке самоле-
та производить поворот передней ноги с помощью системы управления

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ

Управление интерцепторами —электрогидравлическое, выполнено
по двухпроводной гидравлической схеме параллельного действия двух
гидроприводов.

Система управления интерцепторами включает следующие основные
агрегаты (см. рис. 5.1):

электромагнитный крав ГА-163/16 (62), расположенный в панели аг-
регатов основной гидросистемы в правом крыле;

гидравлический синхронизатор (порционер) ГА-215 (75), располо-
женный в той же панели, что и кран ГА-163/16;

гидравлические цилиндры 74 левого и правого интерцепторов, за-
крепленные на кронштейнах задних лонжеронов средних частей крыла;

обратный клапан в линии слива, расположенный в одной панели с
краном ГА-163/16 и синхронизатором ГА-215

Гидроцилиндр интерцепторов. Каждый силовой цилиндр интерцепто-
ров имеет односторонний внутренний двойной шариковый замок (рис.
5.23), запирающий шток 7 в убранном положении, что соответствует
убранному положению интерцепторов. Применение двойного шариково-
го замка дает возможность значительно уменьшить износ и надиры в
зонах контакта шариков и конуса плунжера, возникающие при снятии
шарикового замка в процессе выпуска интерцепторов.

При подаче давления к штуцеру 11 плунжер 2 фиксирующего замка
отжимается влево, шарики 1 входят в канавки плунжера 2. После рас-
крытия фиксирующего замка плунжер 2 основного замка давлением
жидкости отбрасывается влево и шарики 4 основного замка позволяют
штоку 7 двигаться вправо для выпуска интерцепторов. После снятия
штока 7 с шарикового замка пружина перемещает плунжер 12, другая
пружина поворачивает качалку 10, освобождая щток концевого выклю-
чателя— загораются красные сигнальные лампы на средней приборной
доске, сигнализируя о выпущенном положении интерцепторов.

При подаче жидкости к штуцеру 6 шток 7 перемещается влево, в

Рис. 5.23. Силовой цилиндр интерцепторов:

/ — шарик фиксирующего замка; 2— плуцжер фиксирующего замка; 3— плунжер основного зам
ка; 4^ шарик основного замка; 5, 9—обоймы; £ —штуцер уборки интерцептора; 7—шток; я —
поршень. 10— качалка; 11— штуцер выпуска интерцепторов. . /2 -—плунжер; 13— головка цилинд-

ра; 14, 15 — пружины фиксирующего н основного плунжеров

162
ПрЧМОи. ход

Лебый цилиндр дошел до упора,пра-
вый- доминается (дляпрянагохода)

IP

Рис. 5.24. Схема работы гидравличе-
ского синхронизатора ГЛ-215:

/ корпус; 2, 4 — отверстия; 3 — гнль.а:
5 — плунжер; 6, 7 — обратные клапаны пря
мого и обратного хода; Я—набор дна
фра гм: 9 — золотник; 10 — чувствительный
поршень; р1 и р2 — давления у штуцеров
«Цилиндр»

конце его хода шарики 4 основного замка упираются вначале в плунжер
2, отодвигая его влево, а затем в основной плунжер 3, также отодвигая
его влево. Шарики 1 проваливаются в канавку плунжера 2 и оба плун-
жера отодвигаются влево, сжимая пружины 14, 15, давая возможность
шарикам 4 заскочить в канавку, образуемую обоймой 5 и плунжером 12.
Плунжер 3, фиксируя шарики 4 в канавке, отодвигается вправо усилием
пружины 15. Шарики 1 заскакивают в проточку и фиксируются плунже-
ром 2. Шток 7 оказывается запертым в убранном положении, шарики 4
переместили влево плунжер 12, который через качалку 10 обжимает
шток концевого выключателя — красные лампы выпущенного положения
интерцепторов гаснут.

Гидравлический синхронизатор ГА-215 (порционер). Реверсивный
порционер ГА-215 (рис. 5.24) предназначен для гидравлической синхро-
низации движения гидроприводов левого и правого интерцептора при
прямом и обратном ходе. Агрегат состоит из трех основных узлов:

1)	реверсивного механизма автоматического изменения проходного
сечения диафрагмы в зависимости от величины расхода. Механизм рас-
положен в верхней расточке корпуса и включает гильзу 3 с двумя от-
верстиями 2 малого диаметра и двумя отверстиями 4 большого диамет-
ра и плунжер 5 с пружиной;

2)	центрального золотникового механизма с золотниками 9, чувстви-
тельным поршнем 10 и обратными клапанами 7 и 6 (расположен в цент-
ральной расточке корпуса);

3)	дроссельного механизма дожима, состоящего из набора диафрагм
8 фильтров. Он расположен в проточке, соединенной отверстиями с по-
6*	163
лостью центрального золотникового механизма и с полостью обратною
клапана прямого хода.

Принцип работы. При равных противодавлениях жидкости в
цилиндрах обоих интерцепторов общий расход распределяется поров-
ну в каждый цилиндр, а следовательно, будут равны потери давления
в диафрагмах каждой ветви и давления с обеих сторон чувствительного
поршня 10- Роль диафрагмы выполняют четыре боковые отверстия в
гильзе 3 (по два отверстия на каждую ветвь), из которых два верхних
отверстия 2 малого диаметра постоянно открыты и необходимы для опе-
рации дожима, а два нижних отверстия 4 большого диаметра при отно-
сительном смещении плунжера 5 могут открываться. При равномерном
выпуске интерцепторов дроссельные золотники 9 вместе с чувствитель-
ным поршнем 10 занимают нейтральное положение, открывая свобод-
ный проход жидкости в полости гпдроцилиндров интерцепторов. Если
же противодавление в одном из гидроцилиндров (например, в правом)
уменьшится (при встречно-боковом ветре слева) вследствие меньшего
сопротивления интерцептору при его выпуске, то расход жидкости в
этой ветви увеличится. Неравномерный выпуск интерцепторов привел
бы к неодинаковому обтеканию полукрыльев, разнице в лобовых сопро-
тивлениях и неравномерной загрузке тележек шасси, вследствие чего
самолет начал бы резко разворачиваться вправо. Задача гидравличе-
ского синхронизатора — обеспечить равномерный выпуск интерцепто-
ров в любых условиях. Вследствие увеличения расхода жидкости в пра-
вой ветви давление на чувствительный поршень 10 с правой стороны
снижается и он вместе с золотниками 9 начинает смещаться вправо, при
крывая отверстия в правой части гильзы, что уменьшает расход жидко-
сти в правой ветви. Перемещение поршня с золотником прекратится в
тот момент, когда давление на чувствительный поршень 10 справа ста-
нет равным давлению на него слева, что возможно лишь прн равенстве
расходов в обеих ветвях. Таким образом, обеспечивается равенство рас-
ходов в ветвях обоих интерцепторов и равномерный их выпуск.

Если же какой-то из интерцепторов все же доходит до крайнего по-
ложения раньше противоположного, то появляется разность давлений п
чувствительный поршень, перемещаясь с золотниками в сторону мень-
шего давления, перекроет канал подвода жидкости к интерцептору, не
дошедшему до крайнего положения. В этом случае жидкость к гидро-
цилиндру этого интерцептора проходит через набор диафрагм 8
дроссельный механизм дожима и интерцептор доходит до крайнего вы-
пущенного положения (см. рис. 5.24, справа).

Дополнительный канал, идущий под гильЗу клапана 7, обеспечивает-
плавное опускание плунжера 5 и постепенное открытие больших отвер
стнй в гильзе, чтобы исключить резкое нарастание давления с обеих сто-
рон чувствительного поршня Прн обратном ходе, т. е. при уборке ин тер-
цепторов, жидкость, проходившая чеу>ез этот канал, поднимет гильзу 3,
чтобы открыть большие отверстия 4 в гильзе 3 для ускорения процесса
уборки, так как плунжер 5 под действием усилия пружины поднялся и
перекрыл большие отверстия

Выпуск и уборка интерцепторов. Интерцепторы можно выпустить
только на земле, когда обжага одна из главных ног шасси, так как цепь
выпуска заблокирована параллельно включенными концевыми выклю-
чателями, расположенными на амортизационных стойках главных ног
шасси и связанных с верхним звеном шлиц-шарнира.

Управление интерцепторами осуществляется посредством переклю-
чателя ППНГ-15К, установленного на электрощитке левого пилога и
кнопки 204КС, установленной на правом роге штурвала левого пилота
под гашеткой. Переключатель ППНГ-15К имеет три положения: «Вклю-
чено», «Выключено», и «Принудительная уборка». Последнее положение
переключателя служит для уборки интерцепторов в случае неисправно-
164
•ctii цепи управления с помощью кнопки. При нажатии на гашетку кноп-
ка 204КС включается и при положении переключателя ППНГ-15К
«Включено» срабатывает электромагнитный кран ГА-163/16, его рас-
пределительный золотник пропускает жидкость в силовые цилиндры
интерцепторов через порционер ГА-215, штоки снимаются с шариковых
замков (при этом загораются красные лампы на средней приборной
доске), выдвигаются из цилиндров и через систему тяг и качалок от-
клоняют интерцепторы на 52±1° (482±5 мм). Промежуточного поло
жения интерцепторы не имеют.

Время выпуска интерцепторов при давлении в основной гидросисте-
ме 210 кГ)см~ и производительности обоих насосов 70 л]мин равно 2—
3 сек.

При снятии гашетки с защелки в конце пробега кнопка 204КС раз-
мыкается и кран ГА-163/16 сообщает с линией давления противополож-
ные полости силовых цилиндров, штоки втягиваются, интерцепторы уби-
раются- При постановке штоков силовых цилиндров на шариковые зам-
ки концевые выключатели размыкают цепь красных ламп (в случае
неплотного прилегания интерцепторов к конструкции крыла лампы про-
должают гореть).

Время уборки интерцепторов при давлении в основной гидросисте-
ме— 210 кГ)см2 и производительности обоих насосов — 70 л/мин равно
2—3 сек. Время выпуска и уборки от одного работающего насоса
НП-43/1 — 4—6 сек.

В случае загорания одной из сигнальных ламп интерцепторов в по-
лете и нарушения бокового равновесия самолета необходимо немедлен-
но перевести переключатель ППНГ-15К в положение «Принудительная
уборка», проверить положение гашетки и, если она снята с защелки,
переключатель ППНГ-15К в положение «Включено» переводить только
после касания колесами самолета земли. Если же гашетка стоит на за-
щелке, снять ее с защелки.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГИДРОУСИЛИТЕЛЕМ

Управление гидроусилителем — электрогидравлическое. Система уп-
равления включает следующие агрегаты (см. рис. 51):

электромагнитный кран ГА-165 (67);

редукционный клапан ГА-213 (69);

гидропривод 71 механизма включения взлетно-посадочного пружин-
ного загружателя;

гидроусилитель ГУ-108Д (72) 

переключатель ГШГ-15К управления краном ГА-165 (на верхнем
электрощитке);

переключатель ВГ-15К аварийного кольцевания гидроусилителя (под
колпачком на верхнем электрощитке).

Электромагнитный кран ГА-165 представляет собой двухпозицион-
ный электромагнитный кран и предназначен для дистанционного вклю
чения гидроусилителя руля направления в основную гидросистему и от-
ключения его от нее. Установлен кран в панели агрегатов гидроусили-
теля, расположенной по .правому борту между шпангоутами № 61 и 62
(на самолетах до № 65618 кран ГА-165 расположен в панели электро-
кранов). Кран ГА-165 имеет два положения: в одном положении его
штуцер давления соединяется с гидроусилителем, в другом — гидроуси-
литель сообщается со сливом, а линия давления отсекается.

В нейтральном положении золотник крана не должен быть, так как
при этом соединяются полости «Насос» и «Бак». При подходе золотни-
ка в одно из крайних положений автоматически обесточивается соот-
ветствующая электрокатушка и золотник доходит до крайнего положе-
ния под действием механизма фиксации и сил инерции. Поэтому при
Штуцер №1	Штуцер №3

Штуцер №2	Ц

| В систему

(V/J Высокое Вабление Редуцированное даВление I- - I СлиВ

Рис. 5.25. Редукционный клапан ГА-213:
I — общий вид; II— схема работы;

а — работа клапана как редуктора; б — работа в качестве предохранительного
клапана;

/ — корпус; 2, 8, 13, 22, 26 — уплотнительные кольца; 3 — распорная втулка; 4 — седло клапана вы-
пуска; 5 — поршень; 6 — кольцо; 7, 14, 19 — фторопластовые кольца; 9—опора; 10. 23 — пружины;
11— седло клапана впуска; 12—клапан впуска; 15— разрезное кольцо; 16, 17, 24—шайбы; 20 —
клапан выпуска; 21 — гильза; 25 — бронзовая направляющая; 27 — гайка; 28 — регулировочный винт;

29 — опора винта

любом крайнем положении золотника электромагниты обесточены. При
техническом обслуживании предусмотрено ручное управление золотин
ком крана с помощью рычага на корпусе крана.

Редукционный клапан ГА-213 (рис. 5.25) служит для понижения
давления с 210 до 100±5 кПсм2 перед поступлением жидкости в гидро-
усилитель, так как в линии питания гидроусилителя используется по-
ниженное давление 100±5 кГ/см2. При отсутствии давления в системе
поршень 5 под действием редукционной пружины 23 удерживается в
крайнем левом положении. Клапан впуска 12 открыт и сообщает между
собой полости высокого (штуцер 1) и редуцированного (штуцер 2)
давления. Клапан выпуска 20 прижат к седлу 4 поршня 5 и закрывает
линию слева (штуцер 3). При включении электромагнитного крана
ГА-165 жидкость под давлением 210 кПсм2 поступает к штуцеру 1 и че-
рез клапан впуска 12 с пониженным давлением 100±5 кГ)см2 к штуце-
ру 2, а от него — к гидроусилителю. Увеличение давления в редукци-
онной полости свыше 100±5 кГ1см2 вызывает перемещение поршня 5
вправо и сжатие редукционной пружины 23. Вместе с поршнем пере-
мещаются оба клапана 12 и 20 под действием пружины 10. Клапан впус-
Рис. 5.27. Схема работы гидроусилителя ТУ-Ю8Д:

/• редукционный клипам ГА-213; 4?.— фильтр; 3 — золотниковая коробка; 4— клапаны переклю-
чения; 5 обратный клапан; 6 — гидропривод механизма включения пружинного загружателя;
' электромагнитный кран ГА-192; 8 — насосная станция НС-45; 9— жиклер; 10 — золотник ава-
рийниго кольцевания; 11 — ендовой цилиндр; 12— лорщень; 13— клапан основного кольцевания;
14 рычажная система; 15 — электромагнит; 16 — распределительный золотник; 17— замок золот-
ника; 18 — дренажный бачок; 19 — выходное звено; 20 — входное звено рулевого агрегата РАУ-108
ка 12 постепенно закрывается, прижимаясь к седлу 11- При еще боль-
шем повышении давления откроется клапан выпуска и полость редуци-
рованного давления соединится со сливом (штуцер 3), что может быть в
случае негерметичности клапана впуска или вследствие теплового рас-
ширения жидкости в линии гидроусилителя. Если при включении гид-
роусилителя при неподвижном руле направления давление в основной
гидросистеме резко падает, то это указывает на неисправность клапана
ГА-213 (негерметичность клапана выпуска, неисправность пружины).

Гидропривод механизма включения взлетно-посадочного пружинного
загружателя представляет собой гидравлический цилиндр поршневого
типа двустороннего действия и включен в линию управления гидроуси-
лителем руля направления от основной и автономной гидросистем. При
включении электромагнитных кранов управления гидроусилителем (от
основной системы ГА-165, от автономной ГА-192) он автоматически
включает пружинный загружатель, который создает имитацию усилий
на педалях при работающем гидроусилителе- Гидропривод установлен
по левому борту под полом у шпангоутов № 8 и 9.

Гидроусилитель ГУ-108Д (рис. 5.26) состоит из постамента 1, сило-
вого цилиндра 3, золотниковой коробки 2 и рычажной системы. С по-
мощью постамента гидроусилитель устанавливается в хвостовой части
фюзеляжа у шпангоута № 61. В силовом цилиндре 3 размещен поршень,
передающий движение выходному звену, которое имеет вид вала с вил-
кой на конце. К ней крепится кардан руля направления. В поршне
размещен клапан кольцевания, соединяющий обе полости цилиндра при
переходе на безбустериое управление.

В золотниковой коробке 3 (рис. 5.27) размещены: распределительный
золотник 16, замок золотника 17, удерживающий золотник в неподвиж-
ном положении при выключенной гидравлике, золотник 10 аварийного
кольцевания полостей силового цилиндра 11, клапаны переключения 4
гидросистем.

Для сбора дренажных утечек из золотниковой коробки 3 и цилиндра
11 гидроусилитель имеет дренажный бачок 18, на котором имеется спе-
циальная кнопка. При нажатии на нее можно слить отстой из бачка.

Для фильтрации жидкости перед входом в гидроусилитель имеется
фильтр 2.

Рабочий ход входного звена гидроусилителя равен ±60 мм, рабочий
ход выходного звена ±26°. Момент, развиваемый гидроусилителем на
выходном звене, — 90 кГм. Время полного хода гидроусилителя при
включенной гидравлике при отсутствии нагрузки на выходном звене —
1—1,2 сек-

Работа гидроусилителя. При включении переключателя
ППГ-15К на верхнем электрощитке срабатывает электромагнитный крап
ГА-165, жидкость через него поступает в редуктор ГЛ-213 и с давлением
100±5 кГ/см2 одновременно идет к гидроприводу 6 механизма включе-
ния пружинного загружателя руля направления и к клапанам переклю-
чения 4 гидроусилителя. Клапаны переключения 4 под действием пру-
жины находятся в левом положении, пропуская жидкость из основной
гидросистемы к распределительному золотнику 16 и отсекая линию под-
вода жидкости от автономной системы. Одновременно жидкость под-
ходит к приводу замка 17 распределительного золотника 16 и снимает
золотник с замка, обеспечивая свободный ход золотника. При смещении
золотника 16 вследствие движения входного рычага рычажной системы
14, которое задает пилот, автопилот или рулевые агрегаты РАУ-108
(неподвижной точкой в первоначальный момент является точка с, так
как поршень в силовом цилиндре неподвижен), открываются соответ-
ствующие каналы в золотниковой коробке. Рабочая жидкость посту-
пает в соответствующую полость силового цилиндра 11 и поршень 12
через выходное звено 19 передает движение рулю направления, который
168
-отклоняется пропорционально перемещению входного звена 20.
Жидкость из противоположной полости силового цилиндра в это время
сливается через соответствующие каналы в золотниковой коробке и кла-
пане переключения 4 в бак основной гидросистемы.

При прекращении движения входного звена 20 поршень 12 силового
цилиндра через систему обратной связи (рычажную систему 14) пере-
мещает распределительный золотник 16 в направлении, обратном тому,
которое ему до этого задало входное звено 20 (ось вращения рычажной
системы 14 — точка а, точка б в этот момент уже неподвижна).

Золотник 16 перекрывает дальнейший подвод жидкости в полость
-силового цилиндра 11, и руль направления остается в заданном поло-
жении.

Для обеспечения плавного хода распределительного золотника и
уменьшения его самоколебаннй имеются специальные каналы, сообща-
ющиеся между собой регулируемым жиклером 9, создающим сопротив-
ление перетеканию жидкости при перемещении золотника 16.

При падении давления в основной гидросистеме ниже 100±5 кПсм?
должна автоматически включиться насосная станция НС-45 автономной
гидросистемы, подать жидкость под давлением 100—75 кГ1ся? к клапану
переключения 4 гидроусилителя и передвинуть его в крайнее правое
положение, обеспечивая подвод жидкости к распределительному золот-
нику 16 и к замку золотника 17 (при этом линия подвода жидкости от
основной гидросистемы отсекается). Гидроусилитель работает точно
гак же, как и при питании от основной гидросистемы.

Если же насосная станция ни автоматически, ни вручную не вклю-
чается, то гидроусилитель автоматически отключается (при этом авто-
матически отключается демпфер рыскания ДР-134А4, если он работал
при выключенном автопилоте) и полости силового цилиндра 11 сообща-
ются между собой с помощью клапана кольцевания 13 в поршне 12
(усилием пружины клапан отходит от седла, соединяя обе полости ци-
линдра).

В этом случае необходимо сразу же включить золотник 10 аварий-
ного кольцевания посредством переключателя ВГ-15К на верхнем элект-
рощитке под колпачком. Электромагнит 15 сердечником перемещает зо-
лотник 10 в крайнее левое положение, преодолевая усилие пружины.
При этом обе полости силового цилиндра имеют дополнительные кана-
лы для соединения между собой, что важно в случае отказа клапана
кольцевания 13 в поршне 12

Таким образом, при выключенном гидроусилителе пилоту придется
преодолевать лишь незначительные силы трения манжет поршня, его
инерционные силы и незначительные силы сопротивления жидкости при
перетекании ее по каналам кольцевания и, конечно, шарнирный момент
руля направления. Для уменьшения шарнирного момента руля летчик
может использовать триммер руля направления, электромеханизм ко-
торого автоматически включился в сеть при падении давления в гидро-
приводе механизма включения взлетно-посадочного пружинного загру-
жателя руля 1направления. При безбустерном управлении пилот через
тяги управления и рулевые агрегаты РАУ-108, которые в это время ра-
ботают как жесткие элементы проводки, передает движение входному
звену гидроусилителя, рычажная система 14 поворачивается относитель-
но неподвижной точки б (замок 17 золотника 16 закрыт), поворачивая
выходное звено 19, а вместе с ним и руль направления. Поршень 12 при
этом движется в силовом цилиндре 11, практически не испытывая сопро-
тивления движению.

Предупреждение. Во всех случаях при появлении каких-либо ненор-
мальностей в системе управления рулем направления (затяжеление уп-
равления из-за негерметичности уплотнений поршня 12, самопроизволь-
ное движение педалей вследствие неисправностей в системе демпфера
рыскания) необходимо вы
ключить гидроусилитель,
включить его аварийное
кольцевание и перейти на
безбустерное управление.

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЯМИ

Гидравлическая система
стеклоочистителей обеспечи-
вает работу щеток стекло-
очистителей, удаляющих с
обзорных стекол фонаря
летчиков атмосферные осад-
ки. Система управления
стеклоочистителями включа
ет следующие агрегаты (см.
рис. 5 1):

два дроссельных крана
ГА-230 65 управления гид-
роприводами стеклоочисти-

Рис. 5 28 Схема работы гидропривода стеклоочи- телей;

стителя ГА-211/1:	два предохранительных

/ — поршень-рейка: 2 — валик; 3 — шестерня; 4 — гильза; КЛЭПЭНа Ы5810-25М 70'
5 — пружина; 6 — клапан; 7 — винты-упоры; 8 — скоба;

5 —ведущая шайба; 10 — планка	ДВЭ ГИДрОПрИВОДЭ СТвК-

лоочистителя ГА-211/1 73.
Давление в гидросистеме до кранов ГА-230-210 кГ/см2, а за ними при
нормальной работе приводов управления стеклоочистителями устанав
ливается пониженное давление до 150±5 кГ1см2.

Дроссельный кран ГА-230 предназначен для регулирования расхода
жидкости на питание стеклоочистителя и выполняет следующие функ-
ции:

1)	включает гидропривод ГА-211/1 в работу и отключает его;

2)	регулирует число поворотов приводного валика стеклоочистителя
ГА-211/1;

3)	ограничивает максимальное число поворотов приводного валика
ГА-211/1 величиной 200 двойных поворотов в минуту.

Включение и регулирование хода стеклоочистителя осуществляется
поворотом маховичка крана, в результате чего изменяется проходное
сечение крана и расход жидкости. Диафрагма, установленная в выход-
ном штуцере крана, имеет жиклер, ограничивающий расход жидкости в
случае полного открытия крана.

Два крана ГА-230 установлены в кабине пилотов по правому и лево-
му борту между шпангоутами № 6 и 7.

Предохранительные клапаны Н5810-25М служат для защиты при-
водов стеклоочистителей ГА-211/1 от повышения давления в системе
свыше 162—167 кПсм2 при неисправном дроссельном кране ГА-230.
Клапаны сообщают линию давления в этом случае с линией слива. Кла-
паны установлены в кабине экипажа по правому и левому борту.

Гидропривод стеклоочистителя ГА-211/1 (рис. 5.28) служит для при-
ведения в действие щеток и работает следующим образом. При отсут-
ствии давления в системе подвижные детали узла привода и переклю
чающего механизма (ведущая шайба 9, скоба 8 с пружиной 5, перекид-
ная планка 10 и два клапана 6) находятся в одном из крайних
положений, в котором они находились в момент выключения системы
(например, в правом), и фиксируются пружиной 5скобы 8. При открытии
170
маховичка крана ГА-230 полость В привода сообщается с линией дав-
ления, а полость Н через правый клапан 6 — с линией слива. Под дей-
ствием давления жидкости в полости В поршень-рейка 1 двигается
вправо, вращая шестерню 3, валик 2 и ведущую шайбу 9, закрепленную
на хвостовике валика 2 переключающего механизма, против часовой
стрелки. Ведущая шайба 9 винтом-упором 7 поворачивает скобу <8. Пру-
жина 5 скобы 8 при этом растягивается и, пройдя «мертвую точку», пе-
ребрасывает скобу в крайнее правое положение до упора в стенку кор-
пуса. Так как скоба 8 шарнирно закреплена на планке 10, то она пере-
мещает планку вместе с клапанами 6 в крайнее левое положение. По-
лость В сообщается при этом с линией слива, а полость Н — с линией
давления и цикл работы повторяется в обратном направлении.

Приводы стеклоочистителей установлены на фонаре кабины пилотов
по правому и левому борту у шпангоута № 5 (с внутренней стороны
кабины).

Щетка стеклоочистителя служит для очистки стекол кабины пилотов
от атмосферных осадков. Она должна прижиматься к стеклу равномер-
но с усилием 6,5±0,2 кГ, которое регулируется с помощью регулировоч-
ного винта.

Включать стеклоочистители в полете разрешается на скорости не
более 450 км/ч- Перед опробованием стеклоочистителей на стоянке стек-
ла кабины и щетки необходимо промыть водой. Разрешается произво-
дить проверку работы стеклоочистителей по сухому стеклу, по не более
восьми двойных ходов щетки. При более длительной работе при поло-
жительных температурах нужно смачивать поверхность стекол водой,
а при отрицательных — спиртом. Если щетки стеклоочистителей дви-
жутся медленно (вяло), то нужно проверить давление открытия предо-
хранительных клапанов и давление жидкости после дроссельного коа-
на ГА-230. Если давления ниже требуемых величин, агрегаты необхо-
димо заменить.

АВТОНОМНАЯ ГИДРОСИСТЕМА

Автономная гидросистема (рис. 5.29) предназначена для обеспече-
ния работы гидроусилителя ГУ-108Д в случае падения давления в ос-
новной гидросистеме. Она представляет собой изолированную систему,
имеющую собственный источник давления — электронасосную станцию
НС-45 с самостоятельной системой регулирования производительности,
а также собственную систему питания и коммуникации.

Все гидравлические агрегаты, входящие в насосную станцию НС-45,



Рис. 5.29. Насосная станция НС-45;

/ — электродвигатель МП-1500А, 2—предохрани-
тельный воздушный клапан, 3 — воздушный ма-
нометр МВ-ЮМ; 4— заглушка для заправки
жидкости АМГ 10; 5—указатель уровня жидкости;
6 — предохранительный клапан; 7 — обратный кла
пан; 8—корпус-бак; 9 — гндроаккумулятор; 10 —
датчик дистанционного манометра; // — электро-
магнитный кран ГЛ-192; 12—датчик сигнальной
лампы
скомпонованы в одном корпусе, расположенном в негерметичпой части
фюзеляжа на шпангоуте № 60 по осн самолета. Корпус <8 насосной
станции одновременно является и емкостью для рабочей жидкости
АМГ-10, которая должна быть заполнена до уровня не ниже верхней
отметки на кожухе указателя 5 жидкости, закрепленного на корпусе.
Заправка осуществляется при выключенной насосной станции и при
разряженной гидравлической полости гидроаккумулятора 9. При рабо-
тающей насосной станции уровень масла должен быть не ниже нижней
отметки на кожухе указателя жидкости. Полная емкость автономной
гидросистемы — 6 л, рабочий объем бака-корпуса — примерно 3,8 л.

В нижней части корпуса насосной станции расположен поршневой
насос переменной производительности от 0 до 6 л!мин при давлении
100 ±5 кПсм2, которая саморегулируется по давлению с помощью ре-
гулятора производительности. Насос приводится во вращение электро-
двигателем постоянного тока МП-1500А 1 мощностью не более 1 500 вт
при напряжении 27 в. Обороты электродвигателя 7 400 в минуту, поэто-
му между ним и насосом имеется одноступенчатый понижающий редук-
тор. Для контроля за давлением в автономной гидросистеме имеется
датчик ПД-150 12 из комплекта ДИМ-150, указатель которого распо-
ложен на средней приборной доске. Рядом с указателем манометра
имеется красная сигнальная лампа, загорающаяся при давлении ниже
40 + 2,5 кПсм2 вследствие срабатывания сигнализатора падения давле-
ния МСТ-40 10, установленного на корпусе НС-45.

Для предотвращения повышения давления в автономной гидросисте-
ме свыше допустимого в случае неисправности регулятора производи-
тельности на корпусе установлен предохранительный клапан 6. Для
сброса давления из автономной гидросистемы при техническом обслу-
живании самолетов до № 65618 на шпангоуте № 60 установлен пере-
крывной кран вентильного типа, соединяющий линию давления с внут-
ренней емкостью корпуса НС-45. На самолетах последующих серий
при выключении крана ГА-192 переключателем автономной гидросисте-
мы гидроаккумулятор насосной станции разряжается автоматически,
так как кран ГА-192 соединяет линию давления с линией слива в бак
НС-45. Рабочая жидкость очищается перед поступлением ее в систему
и при возвращении из гидроусилителя фильтрами.

Наддув внутренней полости НС-45, т. е. бака, производится через
штуцер наддува с обратным клапаном из общей системы наддува гид-
робаков. Контроль за давлением наддува при техническом обслужива-
нии системы осуществляется по манометру МВ-10М на корпусе насос-
ной станции. На случай повышения давления внутри НС-45 на корпусе
ее установлен предохранительный клапан 2, соединенный непосредст-
венно с баком основной гидросистемы (давление открытия клапана —
3 ± 0,5 кГ/см2).

Для уменьшения пульсации давления в системе и обеспечения плав-
ности работы гидроусилителя на корпусе НС-45 закреплен шаровой
гидроаккумулятор 9, газовая полость которого заряжается азотом до
давления 35+2 кГ/слт2. Для сбора дренажных утечек на нижней части
корпуса расположен специальный бачок.

Запуск насосной станции НС-45 и подключение ее на питание гидро-
усилителя производятся переключателем 2 ППНГ-15К на верхнем элект-
рощитке пилотов. Переключатель имеет три положения: «Автомат»,
Выключено» и «Принудительно».

Автоматическое включение станции НС-45. Перед взлетом самолета
при подготовке кабины переключатель насосной станции устанавлива-
ется в положение Автомат». В случае падения давления в основной
гидросистеме ниже 100 ±5 кГ/см2 сигнализатор давления МСТ-100
основной гидросистемы замыкает контакты для автоматического вклю-
чения электродвигателя насосной станции и красной лампы сигнализации
172
падения давления в основной гидросистеме. При включении насосной
станции в момент ее запуска загорается также и красная лампа авто-
номной системы, которая гаснет после выхода станции на рабочий ре-
жим, т. е. при давлении выше 40 ±2,4 кГ/см2. При запуске НС-45 вклю-
чается и кран ГА-192, золотник которого разобщает линию подвода
давления со сливом в бак НС-45. Жидкость от насосной станции посту-
пает через фильтр к клапану переключения гидроусилителя. При давле-
нии 30 ± 5 кГ/см- (см. рис. 5.27) поршень клапана 4 переключения
перемещается вправо, сжимая пружину и открывая проход жидкости
из автономной гидросистемы к распределительному золотнику 16 и
замку 17 этого золотника. Одновременно поршни клапана переключе-
ния отсекают линию питания гидроусилителя от основной гидросисте-
мы. В остальном работа гидроусилителя происходит точно так же, как
и при питании от основной гидросистемы.

При срабатывании электромагнитного крана ГА-192 жидкость также
проходит к гидроприводу 6 механизма включения взлетно-посадочного
загружателя для его включения. Если при запуске насосная станция
НС-45 выходит на режим медленно (за время больше 4 сек), то это зна-
чит, что мал или не создается наддув в баке НС-45 или же мал уро-
вень масла в баке. Если после запуска НС-45 при работе рулем направ-
ления давление по указателю автономной гидросистемы падает ниже
50 кГ!см2, то это указывает на малое давление азота в гидроаккумуля-
торе насосной станции.

Принудительное включение насосной станции НС-45. На случай от-
каза автоматического включения станции НС-45 при неисправности сиг-
нализатора давления МСТ-100 или электроцепи от него к электродви-
гателю МП-1500А на самолете предусмотрено принудительное включе-
ние насосной станции НС-45 путем перевода переключателя 2ППНГ-15К
в положение «Принудительно». Последовательность работы агрегатов
автономной гидросистемы при принудительном включении такая же,
как и при автоматическом. Если же и при принудительном включении
насосная станция не запускается, то необходимо выключить гидроуси-
литель, включить клапан аварийного кольцевания и перейти на безбус-
терное управление рулем направления. При этом скорость полета по
прибору должна быть не более 550 км/ч, так как может произойти авто-
матическое отключение демпфера рыскания.

ТОРМОЗНАЯ ГИДРОСИСТЕМА

Тормозная гидросистема (см. рис. 5.1) предназначена для основного
и аварийного торможения колес главных ног шасси и аварийного вы-
пуска шасси.

Система источников давления. Номинальное рабочее давление в гид-
росистеме— 210 кГ/см2, создается электропроводной насосной станцией
465Д 27, действие которой регулируется электрическим переключателем
давления ПДЛ4-210 16 и осуществляется в такой последовательности:

при давлении 210+| кГ!см2 электропривод насоса автоматически
выключается;

при давлении 170+| кГ1см2 электропривод насоса автоматически
включается;

при давлении 140±7 кГ!см2 загорается красная сигнальная лампа
над указателем манометра тормозной системы;

при давлении 40+^ кГ[см2 электропривод насоса автоматически
выключается.

Рабочая жидкость тормозной гидросистемы — АМГ-10. Емкость
системы — 30 л. Основное количество рабочей жидкости содержится
в гидравлическом баке 30, из которого она забирается насосом 27 и на-
173
гнетается в систем}' через обратный клапан 18 п линейный фильтр 20
тонкой очистки;

к клапанам <8 основного торможения (при этом одновременно проис-
ходит зарядка гидроаккумулятора 23 тормозной гидросистемы);

к крану ГА-184У 11 зарядки гидроаккумулятора 26 аварийного
торможения;

к крану 14 аварийного выпуска шасси.

По мере нагнетания жидкости и зарядки гидроаккумулятора 23 дав-
ление в системе повышается и достигает 210 кГ/см2, после чего электри-
ческий переключатель давления ПДМ-210 16 выключает электроцепь
питания электроприводной насосной станции 27. При выполнении ра-
бочих операций от тормозной гидросистемы в результате расхода
жидкости происходит разрядка гидравлического аккумулятора 23 и дав-
ление в системе понижается. При уменьшении давления до 170 кГ[см2
переключатель давления включает реле питания электропривода насо-
са, который вновь нагнетает жидкость в систему до давления 210 kI’Icm-.
Если же при включении потребителя давление вследствие повышенного
расхода падает до 140 кГ/с.м2, то переключатель давления, сохраняя
рабочий режим насоса, включает сигнальную лампу падения давления
в тормозной гидросистеме. В случае ненормального повышения расхо-
да в системе и падения давления ниже 40 кГ/сч2 переключатель давле-
ния выключает электропривод насоса.

Предохранительный клапан 19 системы, включенный между линия-
ми давления и слива, защищает систему от повышения давления свыше
230-4 кГ/см2 в случае неисправности переключателя 16 давления.

Величина рабочего давления тормозной гидросистемы контролирует-
ся указателем УШ-240 дистанционного манометра ДПМ-240, установ-
ленным на средней приборной доске пилотов внизу слева, над которым
расположена красная сигнальная лампа падения давления в си-
стеме.

При обесточенной электросети самолета на земле величину давления
можно проконтролировать по манометру МВУ-400А 22, установленному
в панели агрегатов тормозной системы.

Между магистралью давления и линией слива установлен перекрыв-
иой кран 15, обеспечивающий при необходимости разрядку тормозной
гидросистемы (гидроаккумулятора 23).

Зарядка гидравлического аккумулятора 26 аварийного торможения
происходит от тормозной системы через обратный клапан 12 и электро-
магнитный кран ГА-184У 11, управляемый посредством кнопки 5КС,
расположенной на верхнем электрощитке пилотов рядом с нажимным
переключателем управления электронасосом 465Д. Гидроаккумулятор
26 можно разрядить на земле лишь рукоятками аварийного торможе-
ния путем многократных торможений и растормаживаний колес глав-
ных ног шасси. Поскольку система аварийного торможения является
замкнутой, в ней установлен предохранительный клапан 13, перепуска-
ющий масло в бак при повышении давления свыше 265+15 кГ)см2 в слу-
чае теплового расширения азота в гидроаккумуляторе 26.

Величина рабочего давления в магистрали аварийного торможения
контролируется указателем УИ1-240 дистанционного манометра
ДИМ-240, расположенным на средней приборной доске пилотов, и сиг-
нализатором давления ЭС-200 24, который включает красную сигналь-
ную лампу над указателем манометра при падении давления в гидро-
аккумуляторе 26 ниже 190 ± 10 кГ!см2.

Для выполнения отдельных операций на стоянке самолета в магист-
раль тормозной системы включен через обратный клапан 18 ручной
насос НР-01 32, установленный в кабине экипажа.

Все агрегаты системы источников давления тормозной гидросистемы
та исключением гидробака расположены в панели агрегатов тормозной
174
гидросистемы, установленной в нише передней ноги шасси между шпаи
гоутами № 13 и 14. В панели размещаются:

электромагнитный кран ГА-184У зарядки гидроаккумулятора ава-
рийного торможения;

фильтр тонкой очистки 12ГФ5СН 1;

перекрывной кран;

предохранительный клапан тормозной системы;

переключатель давления ПДМ-210;

датчик дистанционного манометра тормозной системы,

манометр МВУ-400А с дросселем;

датчик ИД-240 дистанционного манометра системы аварийного тор-
можения;

сигнализатор давления ЭС-200 системы аварийного торможения;
предохранительный клапан системы аварийного торможения;

обратный клапан ОК-6А.

В панели имеется штуцер для слива гидросмеси, которая может по-
явиться в панели при снятии агрегатов.

Гидравлический бак тормозной гидросистемы (рис. 5.30) представ-
ляет собой резервуар сварной конструкции, выполненной из листового
материала АМГ-6, и предназначен для содержания основного количест-
ва рабочей жидкости, необходимого для питания тормозной гидроси-
стемы.

Бак заполняется маслом через заливную горловину 8, имеющую
сетчатый фильтр 11. Рабочий объем масла в баке должен быть 16,5—
15,5 л при заряженных аккумуляторах тормозной гидросистемы (ос-
новном и аварийном) и заторможенных колесах. Полная емкость бака—
28 л.

Верхняя полость бака через штуцер 9 сообщается с системой надду-
ва. Внутри бака имеется сплошная горизонтальная перегородка 5 с од-
ним патрубком и дренажными отверстиями, предназначенная для пре-
дотвращения оголения штуцера 2 питания насоса вследствие отлива
масла при отрицательных перегрузках.

Полость бака через штуцер 2 сообщается с магистралью питания
гидронасоса, а через штуцер 4— с магистралью слива. Нижний штуцер
1 служит для подсоединения линии к ручному насосу. Для слива масла
нз бака при техническом обслуживании имеется штуцер 3, соединенный
трубопроводом с краном слива в нише передней ноги шасси (на стенке
шпангоута № 8).

Уровень масла в баке контролируется поплавковым масломером 6,
показания которого читаются на шкале масломера на внешней стенке
бака. К штуцеру 10 подсоединен воздушный манометр МВ-4 для конт-
роля давления в системе наддува гидробаков.

Бак тормозной гидросистемы установлен в кабине экипажа за си-
деньем правого пилота между шпангоутами № 8 и 9.

Дренажный бак тормозной гидросистемы представляет собой резер-
вуар сварной конструкции, выполненной из листового материала МА-8,
и предназначен для поддержания нормального давления наддува гид-
робаков всех трех гидросистем, а также для размещения дополнитель-
ного объема гидросмеси в случае переполнения гидробака тормозной
системы. На баке имеются штуцера наддува, дренажа, слива масла, ре-
гулятор давления наддува и предохранительный воздушный клапан.

Бак установлен по правому борту под полом между шпангоутами
№ 12 и 13 в герметической части. Для стравливания давления наддува
гидросистем необходимо отвернуть заглушку на сливном штуцере дре-
нажного бака тормозной системы в нише передней ноги справа.

Регулятор давления наддува (рис. 5.31) представляет собой однока-
мерный воздушный редуктор мембранного типа, поддерживающий в
гидравлических баках постоянное давление 1,2 ±0,1 кГ/см? независимо
Рис. 5.30. Бак тормозной гидросистемы:

1 — штуцер питания ручного нзсоса; 2 — штуцер
питания насосной станции 465Д; 3 — штуцер сли-
ва; 4 — штуцер возврата масла; 5—горизонталь-
ная перегородка; 6 — гидравлический масломер
МГ 46А; 7 — корпус бака; 8 — заливная горловина;
9 — штуцер наддува; 10 — штуцер к манометру
МВ-4; 11— фильтр в заливкой горповине

Рис. 5.31. Регулятор давления наддува:

/ — обратный кпапаи; 2 — входной штуцер; 3 —
крышка; 4 — регулировочный винт; 5 — нажимная
шайба; 6, 12— пружины; 7—шайба; 8 — диафраг-
ма; 9 — толкатель клапана; 10 — корпус; // — кла-
пан; 13 — грибок; 14 — уплотнительное кольцо;

15 — пробка

Рис. 5.32. Воздушный предохранительный
клапан:

/ — гайка; 2, 3. 5, 7 —шайбы; 4, 8 — втулки;
6, 14 — пружины; 9— прокладка; 10, 13, 16— кла-
паны; // — корпус; 12—уплотнительное	кольцо;

/5 — прижимная втулка; 17 — прокладка; 18 —
шток

Рис. 5.33. Влагоотстойник:

1 — гайка; 2 — штуцер; 3 —
тройник; 4— заглушка; 5,
6 — шайбы; 7 — прокладка;

S — стакан; 9 — трафарет
от изменения давления воздуха, поступающего от компрессоров двига-
телей. Регулирование давления воздуха построено на равновесии между
усилием пружины 6 и усилием от давления, распределенным на эффек-
тивную площадь диафрагмы 8. В случае уменьшения давления наддува
в баке ниже 1,2 кГ/см2 усилие пружины 6 преодолевает нагрузку на
диафрагму 8 и перемещает ее вниз вместе с толкателем 9, который от-
крывает клапан 11, в дополнительный объем воздуха от компрессоров
двигателей войдег в гидробаки для повышения давления наддува в них
до 1,2 кГ1см2. Дальнейшее повышение давления прекращается вследст-
вие закрывания клапана 11 под действием пружины 12.

Установлен регулятор давления наддува на дренажном баке тормоз-
ной гидросистемы.

Воздушный предохранительный клапан (рис 5.32) представляет
собой предохранительный клапан двойного действия (прямого и обрат-
ного) и предназначен для защиты гидробаков от избыточного давления.
Клапан 10 прямого действия служит для защиты баков от повышенного
внутреннего давления и отрегулирован на давление 1,4+°^ кГ1см2.

После длительной стоянки самолета допускается первое открытие
клапана 10 при давлении не более 1,65 кГ)см2. Клапан 13 обратного
действия защищает баки от внешнего давления, что может иметь место
при резком снижении самолета, и отрегулирован на перепад давления
0,08 ± 0,04 кГ)см2. При понижении давления внутри бака на
0,08 ±0,04 кГ1см2 относительно внешнего давления клапан 13 открыва-
ется и воздух через восемь осевых отверстий в тарелке клапана 10 вхо-
дит внутрь бака, выравнивая давления и предотвращая смятие баков

Один воздушный предохранительный клапан установлен на дренаж-
ном бачке основной гидросистемы, а другой—на дренажном баке тор-
мозной гидросистемы.

Влагоотстойник (рис. 5.33) предназначен для сбора конденсата в
системе наддува гидробаков на линии от компрессоров двигателей до
дренажного бака. Влагоотстойник состоит из стакана 8, тройника 3,
штуцера 2, соединительной гайки 1 и уплотнений. Для слива конденса-
та отсоединяется стакан 8 вместе со штуцером 2 от тройника 3.

Установлен влагоотстойник между шпангоутами № .45 и 46 под по
лом по оси самолета.

Электроприводной насос 465Д состоит из гидравлического насоса и
электродвигателя МП-6000 и предназначен для нагнетания рабочей
жидкости в тормозную гидросистему.

Гидронасос — семиплунжерной конструкции со звездообразным
расположением плунжеров, состоит из следующих основных узлов
корпуса, крышки, цилиндров с плунжерами, эксцентрикового вала
Корпус — цилиндрической формы, имеет фланец для соединения насоса
с электродвигателем. Сквозная расточка в корпусе служит для вывода
хвостовика эксцентрикового вала и для установки уплотнительной ман-
жеты, предотвращающей просачивание рабочей жидкости по эксцент-
риковому валу из внутренней полости насоса к электродвигателю.

На хвостовике эксцентрикового вала насажена муфта для соедине-
ния с валом электродвигателя.

Для удаления воздуха из полости насоса при наполнении его рабо-
чей жидкостью в корпусе сделано резьбовое отверстие с заглушкой,
дтя отвода просочившейся гидросмеси в нишу передней ноги в случае
негерметичности уплотнений смонтирован дренажный штуцер При под-
текании смеси через этот штуцер необходимо заменить уплотнение или
насос.

Насос работает следующим образом (рис. 5.34). При вращении экс-
центрикового вала 5 плунжеры 4 совершают возвратно поступательное
движение в цилиндрах (секторах) 6, обеспечивая всасывание и нагне-
Рис. 5.34. Схема работы электропривод-
ного насоса 465Д:

1 — крышка; 2 — пружина; 3 — клапан; 4 —
плунжер; 5 — эксцентриковый вал; 6—ци-
линдр; а — канал нагнетания; б — впускные от-
верстия; в — отсечная кромка

нии бортовой электросети самолета

тание рабочей жидкости. При ходе
плунжера к центру эксцентрика в
надплунжерном пространстве ци-
линдра 6 создается разрежение, так
как клапан 3 нагнетания закрыт.
Впускные отверстия перекрыты
плунжером 4, который, двигаясь к
центру, открывает их и рабочая
жидкость заполняет надплунжерное
пространство. При обратном ходе
плунжер вначале перекрывает
впускные отверстия б, а при даль-
нейшем ходе вытесняет жидкость
из надплунжерного пространств.!
через клапан нагнетания 3 в коль-
цевой канал а и далее в линию на-
гнетания гидросистемы. Электро-
двигатель МП-6000 постоянного то-
ка с компаундным возбуждением
служит для привода насоса.
Потребляемый ток электродвигате-
лем — 320 а. Поэтому при включе-
необходпмо убедиться, что АЗС на-

соса 465Д выключен, так как при наличии давления в тормозной гидро-
системе свыше 40 кГ/см2 электрический переключатель давления
ПДМ-210 автоматически включает электронасос в работу.

Производительность насоса—8 л)мин, рабочее давление—210 кГ/см2.
Установлен электроприводной насос по левому борту в техническом
отсеке ниши передней ноги шасси у шпангоута № 15.

Гидравлический ручной насос НР-01 (рис. 5.35) предназначен для
дополнительного обслуживания тормозной гидросистемы на стоянке
самолета. Кроме того, при неисправности системы аварийного выпуска
шасси в полете можно произвести эту операцию о г ручного насоса за
15 — 20 мин.

Насос — двухступенчатой конструкции, двойного действия, имеющий
производительность 300 си3 за 10 циклов при давлении в сети до
50 кГ)см2 и 100 см3 за 10 циклов при давлении в сеги 50—210 кГ/см2,
так как при давлении свыше 50 кГ1см2 происходит сообщение полостей
цилиндров низкого давления с линией всасывания для уменьшения

усилия на рукоятке насоса.

Принцип работы насоса состоит в следующем. При движении лево-
го поршня 8 вверх масло из камеры всасывания 9, преодолевая сопро-
тивление шариковых клапанов, поступает в полости 7 и 4 цилиндра,
находящиеся под разрежением. В крайнем верхнем положении поршня
шариковые клапаны под действием пружин закрывают входные отвер-
стия. Одновременно с движением левого поршня 8 вверх правый пор
шень 8 движется вниз, вытесняя жидкость из полостей 7 и 4 через об-
ратный клапан 12 в линию нагнетания — канал 15. По мере роста дав-
ления в сети растут и усилия на рукоятке привода насоса. При давле-
нии 50 кГ!см2 усилия достигают 15 кГ.

Для получения высокого давления при умеренном усилии на руко-
ятке насоса при давлении 50 к.Г!см2 происходит отключение первой
ступени насоса с помощью плунжеров 14 и 13, т. е. насос после этого
будет нагнетать масло только через вторую ступень с малыми площа-
дями поршня 8. Камера 1 под нижним торцом плунжера 14 сообщается
с каналом 15. При давлении 50 кГ1см2 плунжер 14, перемещаясь вверх
и преодолевая усилие пружины, сообщает камеру 1 с каналом 2, по ко-
торому масло подходит к плунжеру 13. перемещая его вверх. При этом
оде
В
ци-
так
>ыт.
>1ТЫ
ь к
|чая
ное
оде
ает
1ЛЬ-
Ьсгь
|тва
М1Ь-
на-
гро-
то-
пем
оса.
ате-
рче-
на-
FP°-
!нпя

сэи2.
ком

ДЛЯ
шке
/ска
а за

щнй
до
см2,
стей
гния

ево-
hpo-
1дра,
шня
(вер-
пор-
об-
|дав-
1вле-
уко-
рвой
[того
эща-
ется
верх
» ко-
ртом

Рис. 5.35. Схема работы ручного насоса НР-01:

1— камера; 2, 3, 5, 11, 15—каналы; 4, 7 — полости цилиндра; 6 — всасывающие клапаны; К — двух-
ступенчатые поршни; 9 — камера всасывания; 10 — пружина. 12— обратный клапан; 13, 14—плун-
жеры

каналы 5 и 11 через окна в плунжере 13 и каналы в корпусе насоса
сообщаются с камерон 9 всасывания, отключая из работы соединенные
с ними полости первой ступени. Производительность насоса уменьша-
ется в 3 раза, усилия на рукоятке падают до 7 кГ при давлении 50 —
60 кГ1см2, достигая 15— 18 кГ при давлении 150— 180 кГ)см2. Для пол-
ной зарядки одного гидроаккумулятора необходимо совершить 410
циклов.

Ручной насос НР-01 установлен в кабине экипажа на боковой стен-
ке постамента кресла второго пилота в зоне шпангоута № 7, а рукоятка
для привода насоса в действие расположена напротив на боковой стен-
ке постамента кресла левого пилота

Гидравлический фильтр 12ГФ5СН-1 представляет собой фильтр с
перепускным клапаном, предназначенный для тонкой очистки масла и
защиты гидравлических агрегатов тормозной гидросистемы от засоре-
ния. Клапан перепуска отрегулирован на давление 7 ± 1 кГ/см2 и обес-
печивает проток масла в систему в случае повышения сопротивления
фильтрующего элемента тонкой очистки. Пружина внутри корпуса
фильтра предотвращает сжатие фильтрующего элемента. Устанавлива-
ется фильтр в панели агрегатов тормозной гидросистемы.

Переключатель давления масла ПДМ-210 предназначен для регули-
рования давления и сигнализации падения давления в тормозной гид-
росистеме. Агрегат содержит чстырехпозиционный электрический пере-
ключатель, приводимый в действие от двойной трубки Бурдона, меняю-
Рис. 5.36. Предохранительный
клапан НУ5808-140:

1 — плунжер; 2 — толкатель; 3 —
пружина; 4 — шарик

щей свою форму при изменении разности
давлений снаружи и внутри ее. Переме-
щаясь, свободный конец трубки посредст-
вом контактных пластин замыкает пли раз-
мыкает электрическую цепь электропривод-
ного насоса 465Д и красной сигнальной лам-
пы. Для защиты агрегата от гидравлического
удара при работе насоса в сигнализаторе
давления имеется демпфер.

Сигнализатор давления ЭС-200 служит
для включения сигнальной лампы в резуль-
тате замыкания цепи при понижении дав-
ления в линии аварийного торможения ни-
же 190±10 кГ)см2. Сигнализатор ЭС-200
установлен в панели агрегатов тормозной
гидросистемы, а красная лампа расположе-
на на средней приборной доске пилотов
над указателем манометра аварийного тор-
можения.

Предохранительный клапан НУ 5808-140
(рис. 5.36) представляет собой автоматиче-
ски действующий клапан шарикового типа
и предназначен для защиты гидросистемы
аварийного торможения от повышения дав-
ления свыше 260+5 кГ!см2 в случае расшире-

ния азота в гидроаккумуляторе при повышении температуры. Конст-

руктивно клапан выполнен как и другие предохранительные клапаны
гидросистемы. Клапан установлен в панели агрегатов тормозной гидро-
системы.

Электромагнитный кран ГА-184У, установленный в панели агрегатов
тормозной гидросистемы, предназначен для зарядки гидроаккумулятора
аварийного торможения и представляет собой дистанционный двухпозп-
ционный электромагнитный кран золотникового типа. При включенном
положении золотник крана соединяет линию давления тормозной систе-
мы с гидроаккумулятором, а при выключенном — разъединяет их.

Режим работы электромагнитного крана — длительный. Кнопка 5КС
включения крана расположена на верхнем электрощитке пилотов.

Гидроаккумуляторы в тормозной системе установлены такие же, как
и в основной гидросистеме. Параметры их такие же, как и параметры
гидроаккумуляторов основной системы. Гидроаккумулятор тормозной
системы установлен у шпангоута № 15 под полом, а гидроаккумулятор
системы аварийного торможения — справа от него. Продолжительность
полной зарядки обоих гпдроаккумуляторов тормозной системы от
электроприводного насоса 465Д не должна превышать 60 сек при про-
изводительности насоса 8 л/мин.

СИСТЕМА ОСНОВНОГО ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ШАССИ

Система основного торможения колес главных ног шасси (рис. 5.37)
выполнена по схеме параллельного управления тормозами колес ог
двух пилотов. Клапаны 2 управления обоих пилотов включены в сеть
последовательно для обеспечения возможности управления тормозами
как левому, так и правому пилотам, но с преимуществом в управлении
левому пилоту (при управлении клапанами левым пилотом правый
пилот тормозить не может при любом нажатии тормозных педалей).

Управление тормозами колес правой и левой ног шасси — раздель-
ное, осуществляется посредством нажатия педалями на тормозные кла-
паны 2, установленные на пультах ножного управления обоих пилотов.
180
Рис. 5.37. Принципиальная схема системы торможения колес шасси:

1 — перекпючатель ВГ-15К автомата тормозов; 2 —клапаны УГ-92/2; 3 — клапан УГ-100У; «/ — сиг-
нальные лампы автомата тормозов; 5 — разъемные клапаны; 6 — сдвоенные дозаторы У Г-99; 7 —
обратные клапаны; д'—челночные клапаны УГ-97; 9 — инерционные датчики УА-27М; /0—элект-
ромагнитные краны УЭ-24/1-2; // — гидравлические выключатели УГ-34/2; 12 — дроссели У Г-102'

При нажатии левой педали тормозятся все четыре колеса левой тележ-
ки шасси, при нажатии правой педали жидкость поступает для тормо-
жения четырех колес правой тележки. Система управления тормозами
выполнена по однопроводной схеме таким образом, что в период дейст-
вия тормозная линия заполняется дополнительным количеством масла,
создающим перемещение поршней в корпусе тормозного устройства и
соответствующее обжатие тормозных дисков. По мере уменьшения
усилия, прикладываемого к педали, клапан соответственно понижает
давление в тормозной линии вплоть до полного освобождения тормоза,
а жидкость из-под поршней тормозного устройства сливается обратно
в бак. При этом возвратные механизмы (пружины) возвращают диски
и поршни в исходное положение при прекращении обжатия педали
и падении давления в тормозном устройстве. При нажатии педали кла-
пан создает в тормозной линии давление, пропорциональное усилию,
с которым нажимается педаль, и тормозной момент колеса изменяется
также пропорционально усилию на педаль. Поэтому процесс торможе-
ния ощущается по усилию на педали.

Для уменьшения износа авиашин колес и предельного сокращения
длины пробега в системе основного торможения применяется автомат
торможения. Растормаживание колес в момент начала юза происходит
в каждой отдельной группе колес самостоятельно и все четыре группы
колес действуют независимо.

Для уменьшения величины и частоты пульсации давления в системе
после клапанов 2 установлены дроссели 12, которые обеспечивают
хорошие условия для работы автомата тормозов. Система управле-
ния клапанами 2 левого пилота имеет механизм стояночного торможе-
ния, посредством которого система может сохранять заторможенное
положение колес в течение длительного времени (около 48 ч). Нали-
чие обратного клапана 7, включенного в линию питания перед клапана-
ми 2 левого пилота, дает возможность сохранять заторможенное поло-
Рис. 5.38. Схема работы клапана УГ-92/2:

ci — тормозная магистраль сообщена со сливом; б — тормозная магистраль
замкнута; в — подача жидкости в тормозную магистраль;

1 — стакан клапана; 2 — редукционная пружина; 3—шток; 4 — корпус; 5 — клапан слива; 6 — зо-
лотник; 7 — демпфер; 8— отверстие демпфера; 9, /О —пружины

жение колес на стоянке самолета даже при полной разрядке гидросис-
темы. На стыке магистралей основного и аварийного торможения уста-
новлены четыре челночных клапана УГ-97 8, которые обеспечивают
взаимное переключение систем основного и аварийного торможения.

Система основного торможения самолета включает в себя следующие
агрегаты:

два клапана торможения УГ-92/2 2 левого пилота;

два клапана торможения УГ-92/2 2 правого пилота;

два дросселя У Г-102 12;

три обратных клапана 7;

восемь тормозных устройств на колесах главных ног шасси;

автомат торможения, включающий два гидравлических выключателя
УГ-34/2 11;

четыре электромагнитных крана УЭ-24/1-2 10 и восемь инерционных
датчиков УА-27М 9.

Агрегаты управления автоматом торможения размещены в двух па-
нелях, расположенных по правому и левому бортам между задним лои-
182
жероном и балкой крыла. В каждой панели размещаются: два челноч-
ных клапана УГ-97; два электромагнитных крана УЭ-24/1-2; гидравли-
ческий выключатель УГ-34/2; сдвоенный дозатор УГ-99/1; обратный
клапан ОК-6А.

Редукционный клапан основного торможения УГ-92/2 (рис. 5.38)
предназначен для основного торможения колес и представляет собой
гидравлический редуктор переменного давления, величина которого
определяется в зависимости от прилагаемого к стакану 1 усилия и мо-
жет находиться в пределах от 0 до 125 кГ1см2.

Основными деталями клапана являются: корпус 4, нажимный ста-
кан 1, редукционная пружина 2, клапан слива 5 со штоком 3 и возврат-
ной пружиной, гильза, зологник 6, возвратная пружина 9 золотника,
демпфер 7.

В расторможенном положении подвижные детали клапана занима-
ют верхнее положение под действием пружин и тормозная магистраль
сообщена со сливом, а проход подводимой жидкости нз линии давления
перекрыт золотником 6 (рис. 5.38, а). Сообщение тормозной магистрали
со сливом в расторможенном положении исключает возможность само-
произвольного затормаживания колес при температурном расширении
жидкости или при негерметичном золотнике 6. При нажатии на стакан
1 происходит обжатие пружины 10 клапана слива 5, который садится
на торец золотника 6 и разобщает тормозную и сливную магистрали.
Смещаясь вниз, золотник открывает проход жидкости из линии давле-
ния в тормозную магистраль. Начинается процесс затормаживания
колес шасси (рис. 5.38, в)

Редуцированное давление в тормозной полости через внутреннюю по-
лость золотника 6 действует на торец клапана 5 снизу, создавая усилие,
противоположное усилию пружины 2. Когда эти усилия уравновесятся,
пружина сожмется на величину, пропорциональную величине давления
в тормозной полости. Золотник садится на торец гильзы, переместив-
шись вверх под действием давления и усилия возвратной пружины 9,
И перекрывает подвод жидкости из линии давления в тормозную по-
лость (рис 5,38, б). При уменьшении нагрузки, прикладываемой к ста-
кану 1, усилие пружины 2, действующее на клапан сверху, уменьшает-
ся. Под действием давления в тормозной полости клапан 5 отходит от
торца золотника 6, сообщая линию торможения с линией слива. Давле-
ние в тормозной полости будет уменьшаться до тех пор, пока усилие,
создаваемое давлением жидкости на клапан 5 снизу, не станет равным
усилию пружины 2, действующему сверху. После этого клапан 5 вновь
сядет на торец золотника 6 и разобщит линии торможения и слива. По-
лость тормозов будет замкнута, но давление в ней будет меньшее. При
полном снятии нагрузки со стакана 1 произойдет полный сброс давле-
ния с полости тормозов.

Время растормаживания колес — не более 1 сек. Движение золотни-
ка вниз на открытие канала подвода жидкости в тормозную полость
демпфируется продавливанием жидкости через дроссельное отверстие
8 демпфера 7. Заполняется полость демпфера жидкостью при обратном
ходе золотника. Для регулирования максимального редуцированного
давления на стакане клапана имеется гайка, ограничивающая ход ста-
кана. При упоре торца стакана в корпус клапана давление в тормо-
зах — 125 5 кГ/см2, ход стакана — 17 мм, что соответствует стояночно-
му торможению.

Максимальное давление в тормозах при полном обжа гни педалей —
100+5 кГ]см2, ход стакана клапана — 14 мм. Такой ход стакана обеспе-
чивается за счет наличия зазора (3 лм<) между торцом стакана клапа-
на и нажимным роликом в отведенном положении качалки до упора
(зазор 3 мм выбирается при установке на стояночный тормоз). Макси-
мальное усилие на педали при давлении в тормозах 1001-5 кГ/см2 не
должно превышать 65 кГ. Начало торможения колес должно быть прн
давлении не более 15 кГ!см2. Время затормаживания колес составляет
не более 1,5 сек (от момента нажатия педали до получения максималь-
ного давления в тормозах). Ход носка педали для полного торможения
равен примерно 50 мм.

Механизм управления клапанами выполнен следующим образом
(см. рис. 4.12). На каждой педали имеется рычаг, отлитый за одно це-
лое с нею и соединенный тягой 17 с рычагом трехплечей качалки 4. На
втором вертикальном рычаге качалки ввернут регулируемый болт с ро-
ликом 15. При нажатии ногой на верхнюю часть педали качалка 4 по-
вернется в сторону редукционного клапана УГ-92/2 21, закрепленного на
литом кронштейне 3, и надавит роликом 15 на нажимный стакан клапа-
на. Торможение колес с места левого пилота осуществляется так же,
как и с места правого пилота, но тормозные клапаны правого пилота
подсоединены в систему торможения так, что жидкость к тормозам
поступает от них только через соответствующий клапан левого пилота.
Такое подключение клапанов обеспечивает примерно равные условия
при раздельном торможении левым и правым пилотами и дает преиму-
щество левому пилоту в случае одновременного нажатия на педали
обоими пилотами. В этом случае жидкость от тормозных клапанов пра-
вого пилота подойдет лишь к штуцерам слива тормозных клапанов ле-
вого пилота. Дальнейшего пути для нее нет, так как левый пилот, обжав
стаканы своих клапанов, разобщил штуцер слива от полости тормозов.
Если же в начале были нажаты тормозные клапаны правого пилота, то
при нажатии на педали левого пилота и обжатии стаканов его клапанов
на большую величину клапаны правого пилота будут отключены. Жид-
кость окажется запертой у штуцеров слива клапанов левого пилота, и
торможение будет производить левый пилот. Но если после одновременно-
го нажатия на тормозные педали один нз пилотов отпускает педали, то
давление в тормозах устанавливается в соответствии с нажатой педалью,
так как слив из тормозов производится только при необжитых клапанах
правого пилота. Жидкость от тормозных клапанов левого пилота посту-
пает в полости тормозов, пройдя дроссели 12 (см. рис. 5.37), эпектро-
магнитные краны 10 и челночные клапаны 8. При отпускании педалей
жидкость возвращается в бак из полостей тормозов по этим же каналам.

Дроссель УГ-102 предназначен для предотвращения забросов дав-
ления и уменьшения частоты пульсаций давления в магистралях пита-
ния тормозов и представляет собой корпус с набором дроссельных шайб.
Один дроссель установлен в левой половине крыла самолета, другой —
в правой.

Автомат торможения. Как известно, при включении тормозов возни-
кает сила трения сцепления колес шасси с поверхностью взлетно-поса-
лочной полосы. Однако это наблюдается при соблюдении определенно-
го режима торможения, поскольку колеса можно затормозить так, что
качение колес будет происходить с проскальзыванием относительно по-
верхности полосы. Самолет в этом случае движется при невращающих-
ся колесах шасси, сила трения сцепления исчезает, возникает сила тре-
ния скольжения. Так как при скольжении сила трения меньше, чем при
сцеплении, то торможение колес с их проскальзыванием приведет к уве-
личению длины пробега самолета. Если же пилот будет слабо тормо-
зить колеса, опасаясь юза их, то силы сцепления будут недостаточно
использованы и длина пробега также увеличится.

Для сокращения длины пробега самолета пилот должен осущест-
влять торможение так, чтобы в процессе всего пробега момент, созда-
ваемый силами сцепления иневматиков колес с поверхностью ВПП,
соответствовал моменту, создаваемому силами трения дисков тормозов
(тормозному моменту). Это условие пилоту выполнить практически не-
184
при
[нет
1ЛЬ-
ния

зом
ие-
На
ро-
по-
на
па-
же,
от а
}ам
)та.
вия
му-
али
ра-
ле-
<ав
юв.

то
аов
ид-

11

НО-
ТО
ю,
tax
ту-
ро-
ieft
ам.

ав-
та-
йб.

ш-
са-
ао-
ITO
ао-
IX-
эе-
ри
зе-
ю-
но

:т-
ха-
П,
юв
ie-

возможно, так как момент сцепления колес с поверхностью ВПП во
время пробега непрерывно изменяется вследствие уменьшения подъем-
ной силы крыла и величины вертикальной нагрузки на колеса, а также
из-за изменения коэффициента трения сцепления колес при изменении
скорости движения самолета. Кроме того, коэффициент трения сцепле-
ния зависит от состояния поверхности ВПП и протекторов пневматиков
колес. Тормозной момент колеса зависит от давления жидкости и сос-
тояния дисков. На величину коэффициента трения фрикционного тор-
моза заметное влияние оказывает температура тормозного барабана,
рост которой изменяет механические свойства материала дисков, что
значительно снижает коэффициент трения, а следовательно, и величину
тормозного момента. Процесс торможения современных самолетов длит-
ся 20—40 сек и температура внутри дисков возрастает до 450°С, а на
поверхностях дисков достигает 1 000—1 200°С. Температура тормозных
барабанов практически прямо пропорциональна величине поглощенной
кинетической энергии. Поэтому с увеличением посадочной скорости и
посадочного веса возрастает кинетическая энергия самолета, а следо-
вательно, и тепловая нагрузка тормозов.

Таким образом, при неравенстве тормозного момента и момента сце-
пления колеса оказываются или недостаточно заторможенными или же
заторможенными так, что возникает их проскальзывание, влекущее за
собой не только увеличение длины пробега, но и повышенный износ пне-
вматиков колес, а иногда и разрушение их. Проскальзывание колес мо-
жет привести к рысканию самолета и его продольной раскачке.

Для обеспечения режима оптимального торможения — качения на
границе скольжения — в систему торможения установлены автоматы,
поддерживающие в процессе пробега самолета тормозной момент, при-
мерно равный моменту сцепления колес. Принцип работы автомата
торможения основан па использовании силы инерции маховичка датчи-
ка УА-27М, вращающегося параллельно с колесом. При движении ко-
леса без скольжения маховичок датчика вращается синхронно с коле-
сом. Еспи же колесо начинает проскальзывать, то маховичок датчика
в силу инерции делает <обгон> и через специальное устройство (элек-
тромагнитный кран УЭ-24/1-2) прерывает подачу жидкости в тормоза,
сообщая полость тормозов со сливом. Колесо начинает растормажива-
ться, скорость вращения его возрастает, вращение колеса и маховичка
становится синхронным, слив жидкости из полости тормозов прекраща-
ется, давление в тормозах повышается до заданного и колесо вновь за-
тормаживается. Этот цикл повторяется очень быстро и полного сброса
давления из тормозов не происходит.

При включенном автомате тормозов пилот сразу создает полное да-
вление в тормозах, полностью обжимая педали. Плавное нажатие тор-
мозных педалей приводит к увеличению длины пробега, поскольку пре-
дельный режим торможения использован не будет.

Применение автомата тормозов позволило сократить длину пробега
самолета на 20—-25%. Следует иметь в виду, что работа автомата тор-
мозов может привести к продольной раскачке самолета в конце пробега,,
прекратить которую пилот может путем ослабления торможения.

Среднее ускорение торможения (замедление) самолета Ту-134 при
работе тормозов составляет 1,7—1,8 м!сек2, а при выпущенных интер-
цепторах — 2,25—2,5 м)сек2 . Включение автомата тормозов осуществля-
ется переключателем ВГ-15К (на верхнем электрощитке пилотов под
колпачком), который всегда находится во включенном положении и за-
контрен. В работу автомат тормозов вступает лишь при нажатых тор-
мозных педалях, так как гидравлический выключатель УГ-34/2 включает
пепь питания электромагнитного крана УЭ-24/1-2 при наличии давления
8 кПсм2.
Рис 5.39. Электромагнитный кран УЭ-24/1-2:

/ — якорь; 2— электромагнит; 3— толкатель: 4—
пружина; 5 — штуцер слива; 6 —гайка; 7— кор-
пус; 8— гильза; 9 — втулка; 10 — золотник

Рис. 5 40. Инерционный датчик
У А 27М/13-14-

I — корпус; 2 — микровыключатель;
3 — шарикоподшипник; 4 — валик;
5 — маховик; 6 — тормозная колод-
ка; 7 —втулка; 8— толкатель; 9—
рычаг; 10 — пружина; 11 — винты

Контроль за работой автомата тормозов осуществляется по двум бе-
лым или желтым сигнальным лампам, расположенным на средней при-
борной доске. При нормальной работе автомата тормозов лампы горят
в режиме мигания. В случае длительного горения ламп (или одной из
них) необходимо выключить переключатель ВГ-15К на верхнем электро-
щитке пилотов во избежание перегорания обмотки электромагнита кра-
на УЭ-24/1-2. Длительное горение лампы указывает на то, что датчики,
подсоединенные к данному крану, неисправны или же нарушена цепь
питания крана УЭ-24/1-2 от датчиков.

Автомат тормозов включен только в линию основного торможения
и при аварийном торможении колес об этом необходимо помнить, не
допуская резкого торможения рукоятками аварийных тормозов.

Гидравлический выключатель УГ-34/2 предназначен для включения
питания электроцепи управления электромагнитными кранами УЭ-
24/1-2 при давлении в линии основного торможения свыше 8 кГ/см2 и
отключения этого питания при понижении давления ниже 4 кГ!см2. Это
необходимо для того, чтобы электромагнитные краны УЭ-24/1-2, не рас-
считанные на продолжительную работу, не оказались длительное вре-
мя под напряжением в случае самопроизвольного замыкания цепи авто-
мата тормозов инерционными датчиками По конструкции выключатель
1-86
УГ-34/2 представляет поршневой привод, вызывающий срабатывание
концевого выключателя с помощью толкателя. Разные давления вклю-
чения и выключения привода объясняются тем, что при включении дав-
ление подводимой жидкости должно преодолеть усилие пружины и си-
лы трения уплотнительного кольца поршня, а при выключении привода
усилие пружины преодолевает лишь силы трения уплотнительного коль-
ца. Гидравлические выключатели УГ-34/2 включены в линию основного
торможения колес и устанавливаются по одному в каждой из панелей
агрегатов автомата торможения.

Электромагнитный кран УЭ-24/1-2 (рис. 5.39) служит для соединения
линии тормозов с линией слива при срабатывании автомата торможе-
ния в момент юза колес. Каждый электрокран растормаживает при
этом два колеса одной тележки (передние или задние). Кран имеет два
положения.

1.	При обесточенном электромагните штуцер «Давление» соединяет-
ся со штуцером «К тормозам», а штуцер «Слив» запирается. В этом по-
ложении кран может находиться без ограничения времени.

2.	При включении электромагнита в результате электрического им-
пульса, передаваемого инерционным датчиком при возникновении юза,
штуцер «К тормозам» соединяется со штуцером «Слив», а штуцер
«Давление» запирается. В этом положении кран может находиться под
напряжением не более 2 мин.

Кран работает следующим образом. При выключенном электромаг-
ните пружина 4 прижимает золотник 10 к фаске втулки 9, закрывая
проход жидкости на слив и обеспечивая ее поступление в тормоза. При
срабатывании электромагнита якорь 1 с помощью толкателя 3 переме-
щает золотник 10 вниз до упора его в фаску гильзы 8. При этом шту-
цер давления запирается, а полости тормозов сообщаются через цен-
тральный канал золотника 10 со сливом.

Краны установлены в обеих панелях агрегатов автомата торможе-
ния, в каждой панели по два.

Инерционный датчик УА-27М/13-14 является чувствительным эле-
ментом автомат тормозов и предназначен для включения и выключе-
ния электрической цепи управления автоматом торможения, т. е. при
возникновении юза колес датчик дает сигнал крану УЭ-24/1-2, который
сообщает тормозную магистраль со сливом для предотвращения юза
(слив при этом осуществляется через клапаны аварийного торможения
УГ-100У, см. рис. 5.1).

Инерционный датчик состоит из корпуса 1 (рис. 5.40), валика 4,
втулки 7, толкателя 8. маховика 5, рычага 9 и микровыключателя 2.
Валик 4 установлен в корпусе на двух шариковых подшипниках 3 и
связан с колесом при помощи зубчатого зацепления, имеющего большое
передаточное отношение. Поэтому валик вращается с числом оборотов,
значительно превышающим число оборотов колеса. Втулка 7 установ-
лена на валике 4 свободно и может поворачиваться относительно него.
Со стороны рычага 9 на втулке сделаны два паза. Одна из сторон паза
выполнена в виде винтовой поверхности, а другая сторона направлена
по образующей втулки. Толкатель 8 осуществляет связь валика со втул-
кой и средней частью. Установлен он в пропиле валика, а его концы на-
ходятся в пазах втулки. При вращении валика в направлении прямых
сторон пазов втулки крутящий момент передается через толкатель с ва-
лика на втулку и все три детали вращаются как одно целое. Если же
валик вращается в направлении винтовых сторон пазов втулки, толка-
тель скользит по их поверхности и перемещается в направлении рыча-
га 9. Маховик 5 удерживается от проворачивания на валике двумя тор
моэными колодками 6, установленными на втулке 7. При резком замед-
лении вращения втулки маховик преодолевает силы трения колодок и
пробуксовывает на валике, что предотвращает передачу больших инер-
ционных сил маховика на другие детали датчика. Рычаг 9 шарнирно за-
креплен на корпусе, и его конец, обращенный к микровыключателю,
имеет два винта 11; один ограничивает поворот рычага, другой нажи-
мает шток микровыключателя. В исходном положении рычаг удержи-
вается пружиной 10.

Работа инерционного датчика. При движении самолета
без юза колес валик 4, втулка 7, толкатель 8 и маховик 5 вращаются с
одинаковым числом оборотов, толкатель находится в крайнем правом
положении и электрическая цепь автомата тормозов разомкнута. Как
только какое-то колесо начнет проскальзывать относительно посадоч-
ной полосы, его вращение резко замедляется. Число оборотов валика
4, связанного с помощью зубчатого зацепления с колесом, также резко
уменьшается. Маховик 5 и втулка 7 под действием инерции маховика
продолжают вращаться с большой скоростью. Проворачиваясь относи-
тельно валика 4, втулка 7 винтовыми сторонами пазов перемещает тол-
катель 8 влево, в сторону рычага 9. Рычаг нажимает на шток микро-
выключателя 2, в результате чего замыкается электроцепь крана
УЭ-24/1-2, который сообщит линию тормозов с линией слива, колеса
растормаживаются, проскальзывание их прекращается. После растор-
маживания число оборотов колеса, а следовательно, и валика возрас-
тает и валик «догоняет» втулку с маховиком. Рычаг 9 под действием
пружины 10 возвращается в исходное положение, перемещая толка-
тель 8 по пазу внутрь втулки 7. Микровыключатель 2 размыкает элект-
роцепь крана УЭ-24/1-2 и он снова соединяет линию тормозов с линией
давления. При срабатывании электрокранов УЭ-24/1-2, связанных с дат-
чиками задних колес левой и правой тележки, в кабине экипажа на сред-
ней приборной доске загораются две белые (желтые) сигнальные лампы
с информацией «Автомат тормозов». При выключении кранов УЭ-24/1-2
лампы гаснут, затем снова загораются и т. д. Режим мигания этих ламп
указывает на правильную работу автомата тормозов (величина тормоз-
ного момента автоматически выдерживается на границе начала про-
скальзывания колес главных ног шасси). Частота чередования этого про-
цесса зависит от условий нагружения данного колеса, состояния ВПП и
практически равна 3—8 гц. В случае неисправности одного из инерци-
онных датчиков задней пары колес второй датчик этой пары дублиру-
ет сигнал, что повышает надежность работы автомата тормозов.

Инерционный датчик может правильно работать только при враще-
нии валика в определенную сторону и только после того, когда маховик
я валик наберут определенную скорость и инерцию. Поэтому если пи-
лот случайно нажмет тормозные педали в момент касания, то авто-
мат тормозов не сработает и покрышки колес будут повреждены. Для
правильной установки инерционного датчика на колесо необходимо,
чтобы стрелка на корпусе датчика была направлена против направле-
ния вращения колеса.

На самолете Ту-134 на правые колеса левой и правой тележки уста-
навливаются инерционные датчики УА-27М/14, а на левые колеса
УА-27М/13.

СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ
КОЛЕС ШАССИ

Система аварийного торможения применяется в случае отказа или
недостаточной эффективности системы основного торможения и позво-
ляет производить одновременное или раздельное торможение колес ле-
вой и правой тележек шасси. Источником давления системы является
гидравлический аккумулятор, который перед полетом всегда должен
быть заряжен до давления 210 кПсмг. Аварийное управление тормоза-
188
ми — ручное и осуществляется посредством двух рукояток, расположен-
ных под средней приборной доской пилотов слева. Система аварийного
торможения колес выполнена по схеме однопроводпого действия и
включает следующие агрегаты (см. рис. 5.1):

электромагнитный кран ГА-184У 11 для зарядки гидроаккумулято-
ра 26, управляемый от кнопки 5ДС на верхнем электрощитке пилотов;

обратный клапан 12;

датчик дистанционного манометра ИД-240 /7;

сигнализатор давления ЭС-200 24;

предохранительный клапан 13 на 260+15 кГДм2;

клапан аварийного торможения УГ-100У/0;

два сдвоенных дозатора УГ-99/1 6;

четыре челночных клапана УГ-97 3.

Редукционный клапан аварийного торможения УГ-’ЭОУ предназна-
чен для аварийного торможения колес шасси в случае повреждения или
недостаточной эффективности системы основного торможения и регули-
рует величину давления от 0 до 130_2s кГ/см2. Действие клапана постро-
ено по схеме равновесия между прилагаемым усилием и противодейст-
вием рабочего давления, т. е. давление торможения следует за величи-
ной усилий на рукоятке управления. В корпусе клапана размещены два
одинаковых независимых клапанных устройства: одно для управления
тормозами колес правой тележки, другое для управления тормозами ко-
лес левой тележки шасси. Каждое клапанное устройство управляется
отдельной рукояткой. При вытягивании правой рукоятки на себя тормо-
зятся колеса правой тележки, а при вытягивании левой рукоятки — ко-
леса левой тележки шасси. При вытягивании обеих рукояток одновре-
менно тормозятся колеса обеих тележек шасси. Конструкция и принцип
работы клапанного устройства такие же, как и клапана основного тор-
можения УГ-92/2. Установлен клапан УГ-100У в кабине пилотов на полу,
слева от оси самолета.

При пользовании системой аварийного торможения необходимо по-
мнить, что автомат тормозов в нее не включен и при резком затормажи-
вании может появиться юз с последующим разрушением пневматиков
колес, особенно в первой половине пробега. Кроме того, необходимо из-
бегать излишних растормаживаний, так как это приведет к быстрой
разрядке гидроаккумулятора аварийного торможения.

Сдвоенный дозатор УГ-99/1 предназначен для разделения потока
жидкости, идущей от клапана аварийного торможения к тормозам по
двум параллельным каналам питания передней и задней пары колес, а
также для отключения каждого из^каналов в случае повреждения линии
между дозаторами и тормозами. Объем жидкости, проходящий через
дозатор, необходимый для срабатывания его на отключение поврежден-
ного участка, должен быть не менее 230 см2 п не более 400 см2 при рас-
ходе 1,5 л/мин до 7,5 л/мин.

Сдвоенный дозатор УГ-99/1 состоит нз двух дозирующих клапанов,
заключенных в общем корпусе. Каждый дозирующий клапан пропуска-
ет через себя определенный объем жидкости, после чего поток жидкос-
ти в тормоза прикрывается клапаном 8 (рис. 5.41).

Действие дозирующих клапанов основано на следующем принципе.
Жидкость под давлением поступает в корпус дозатора, где разделяется
на два потока, каждый из которых проходит через дозирующий клапан.
В каждом дозирующем клапане поток жидкости также разделйегся
по двум направлениям. Основной поток жидкости поступает в полость
Г, образованную между корпусом 1 и гильзой 3, и далее через калибро-
ванное отверстие Е во внутреннюю полость Д гильзы 3. Под действием
силы давления жидкости золотник 5 перемещается влево, преодолевая
сопротивление пружины 4. В левом крайнем положении золотника 5 че-
рез отверстия Е и Ж сообщаются между собой полости И и Д. Жид-
Рис. 5.41. Схема работы дозирующего устройства дозатора УГ-99/1:

/ — корпус; 2 —упор; 3—гильза; 4, 7 —пружины; 5 — золотник; 6 — плунжер; 8 — клапан; —
диафрагма

кость из полости И через отверстия в упоре 2 подходит к штуцеру К, а
от него — в тормозные цилиндры двух передних или двух задних ко-
лес тележки. Одновременно другая часть жидкости через отверстия
Б и калиброванное отверстие в диафрагме 9, которая давлением жид-
кости смещается влево до упора, постепенно заполняет внутреннюю
полость В перед дозирующим клапаном 8. Причем по обе стороны ди-
афрагмы 9 устанавливается такой же перепад давлений Р\—р2, как и
в полостях И и Д. Под действием разности давлений клапан 8 начина-
ет перемещаться влево. При любом расходе жидкости, проходящей че-
рез агрегат, перепад давлений рг—р2, изменяясь по величине, остается
одинаковым для отверстий Е в гильзе и отверстия в диафрагме 9, по-
этому и отношение объемов жидкости, проходящей через эти отверстия,
остается постоянным при любых расходах. Так как через диафрагму
9 проходит один и тот же объем жидкости, равный произведению пло-
щади сечения клапана 8 на его ход, то и объем жидкости, проходящей
через отверстия Е гильзы 3 в тормозные цилиндры колес, будет также
постоянным (230—400 см3).

При нормально действующей системе торможения, когда нет повреж-
дений на участке между дозаторами и тормозными цилиндрами колес,
объем жидкости, потребный для одного цикла торможения и проходя-
щий в цилиндры двух колес, составляет примерно 70 си3 (для всех во-
сьми колес примерно 280—300 см3). При прохождении этого объема че-
рез отверстия Е гильзы через диафрагму пройдет лишь незначительный
объем жидкости и клапан 8, сместившись влево, прекратит свое даль-
нейшее движение, так как давление в полостях В и Д выравнивается
(тормозная магистраль замкнута). Таким образом, при отсутствии уте-
чек жидкости на участке между дозатором и тормозными цилиндрами
колес клапан 8 никогда не доходит до крайнего положения и доза тор ра-
ботает без отключения трубопровода. Если же участок между дозато-
ром и тормозными цилиндрами какой-то пары колес поврежден, то пос-
190
лё прохода через отверстия Е гильзы 230—
400 см3 жидкости через диафрагму пройдет
объем жидкости, достаточный для перемеще-
ния клапана 8 в крайнее левое положение до
упора в буртики гильзы •?. Полость Д будет
разобщена от полости И и доступ жидкости
из гидроаккумулятора аварийного торможе-
ния в линию с поврежденным участком будет
перекрыт Потеря жидкости ограничена объе-
мом 230—400 см3.

При отпускании тормозных рукояток жид-
кость проходит через дозатор в обратном на-
правлении. Все подвижные детали дозатора
давлением жидкости и усилием возвратных
пружин устанавливаются в исходное положе-
ние. Для выхода жидкости из внутренней по-
лости гильзы и золотника в полость Г служит

обратный клапан, состоящий из плунжера 6 и пружины 7. Плунжер 6,
смещаясь вправо, открывает отверстия в золотнике, сообщая их с от-
верстиями Е гильзы. Диафрагма при этом перемещается вправо до упо-
ра, открывая свободный выход жидкости из полости В перед клапаном
8. При повторном цикле торможения работа дозатора возобновляется,
т. е. при наличии поврежденного участка дозатор снова пропустит
туда 230—400 см3 жидкости

Установлены сдвоенные дозаторы УГ-99/1 в панелях автомата тормо-
жения (по одному в каждой панели), расположенных в левом и правом
половинах крыла.

Челночный клапан УГ-97 УГ-97 (рис. 5.42)—это двухпозиционный
челночный клапан с пружинным фиксатором, запирающим челнок в лю-
бом крайнем положении. Клапан предназначен для автоматического
взаимного переключения систем основного и аварийного торможения.
Шарнир 3 обеспечивает положение челнока 1 либо в правой, либо в ле-
вой стороне корпуса 2. Благодаря пружине шарнир прижимает челнок
(клапан) к седлам втулок, отсоединяя одну из магистралей и обеспечи-
вая свободный проход жидкости из другой магистрали.

Клапаны УГ-97 устанавливаются в панелях агрегатов автомата тор-
можения (в каждой панели по два клапана).

Из конструкции челночного клапана видно, что в случае одновре-
менного подвода жидкости с обеих сторон челнок может оказаться в
таком положении, когда он перекроет подвод жидкости к тормозам от
обеих систем. Поэтому запрещается одновременно пользоваться систе-
мами основного и аварийного торможения.

ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ

При предполетном осмотре самолета необходимо в доступных мес-
тах тщательно проверить гидравлическую проводку. При осмотре об-
ращать внимание на крепление деталей и агрегатов гидросистем, осо-
бенно в зоне шасси и двигателей, так как из-за вибраций возможны
касания трубопроводов и гибких шлангов о конструкцию. Зазоры меж-
ду трубопроводами, гибкими шлангами и элементами конструкции дол-
жны быть не менее 5 мм, между трубопроводами, проложенными в об-
щих колодочках, — не менее 2 мм, зазор между трубопроводами и под-
вижными деталями — не менее 10 мм.

Все штуцера соединений должны быть затянуты до полной герметич-
ности и законтрены. Муфты гибких шлангов не должны иметь смеще
ния или поворота относительно шланга, что проверяется по бело?! рис-
ке, нанесенной на наконечниках. Помятые, потертые и сплющенные уча-
стки трубопроводов подлежат замене.

Гибкие шланги и соединения трубопроводов должны быть сухими
и не иметь следов отпотевания. Штоки всех силовых цилиндров долж-
ны быть смазаны смазкой ЦИАТИМ-201 и не иметь следов подтекания
и капель.

Заливные горловины гидравлических баков, сливные краны, масло-
меры, уровнемер и штуцера наземного питания должны быть опломби-
рованы.

В гндробаке основной гидросистемы должно быть 22—23 л масла,
тормозной— 16,5— 17,5 .1, автономной - 3,8 л (не ниже верхней отмет-
ки указателя).

Рукоятка крана управления аварийным выпуском шасси должна на-
ходиться в исходном (нижнем) положении и быть опломбированной.
Переключатель автомата тормозов должен быть включен, а колпачок
его законтрен. Рукоятка управления шасси от основной гидросистемы
должна находиться в нейтральном положении и быть зафиксированной
защелкой. Выключатель управления поворотом передних колес В Г 151\
должен находиться в положении «Выключено».

В гидроаккумуляторах тормозной системы перед буксировкой долж-
но быть давление не менее 150" кГ/см2. Если в системе торможения дав-
ление менее 150 кПсм2, его необходимо создать ручным насосом- Гидро-
аккумулятор аварийного торможения должен быть полностью заряжен
до давления 210 кПсм2 перед началом руления. После начала руления
включить управление поворотом колес передней ноги и проверить дей-
ствие системы.

В начале движения самолета необходимо опробовать работу основ-
ных, а затем и аварийных тормозов сначала раздельным, а затем одно-
временным плавным взятием рукояток на себя Если при опробовании
основных тормозов самолет не останавливается, нужно немедленно за-
тормозить его от системы аварийного торможения до полной остановки,
выключить двигатели и отбуксировать самолет на стоянку После про-
верки системы аварийного торможения дозарядить ее гидроаккумуля-
тор до 210 кПсм2.

Ниже указаны некоторые возможные неисправности гидросистем и
наиболее вероятные причины их появления-

1.	В гндробаках не создается наддув при работающих двигателях
из-за;

нарушения герметичности трубопроводов наддува; заливных горло-
вин баков основной, тормозной или автономной системы;

неисправности регулятора давления наддува или предохранительных
клапанов на дренажных баках основной и тормозной систем;

неисправности манометра МВ-4;

неисправности обратного клапана за штуцером отбора воздуха от
компрессора неработающего двигателя (если наддув баков не создается
при одном работающем двигателе).

2.	Прн работе одного или двух насосов НП-43М/1 давление в системе
ниже 210 кПсм2. Причиной этого могут быть:

недостаточный уровень масла в баке основной системы;

недостаточный наддув бака (или он совсем не создается);

негерметичность системы;

неисправность ДПМ-240 или самого насоса НП-43М/1-

3.	Резкие колебания стрелок указателей ДПМ-240 из-за наличия воз-
духа в гидросистемах или неисправности манометров.

4	Несинхронно отклоняются интерцепторы, что может быть при на-
личии воздуха в системе или неисправном порцнонере ГА-215.
5.	Резкое падение давления в основной гидросистеме при включении
гидроусилителя при неподвижном руле управления из-за неисправности
редуктора ГА-213.

6.	При медленных и резких перекладках руля направления с вклю-
ченным гидроусилителем наблюдаются автоколебания руля направле-
ния, причиной которых являются наличие воздуха в гидросистеме или
в демпфере золотника гидроусилителя или неисправность гидроусили-
теля.

7.	Электроприводной насос 465Д часто включается в работу из-за не-
исправности переключателя ПДМ-210 или негерметичности тормозной
гидросистемы.

8.	Действие тормозов при пользовании системой основного тормо-
жения недостаточно эффективно. Причиной этого могут быть:

недостаточное давление в цилиндрах тормозов из-за неправильной
регулировки клапанов УГ-92/2;

негерметичность уплотнений поршней цилиндров тормозов;

негерметичность электромагнитных кранов УЭ-24/1-2;

неправильное действие автомата тормозов;

наличие воздуха в тормозной гидросистеме.

9.	Самопроизвольное подтормаживание колес из-за негерметичности
клапанов УГ-92/2 или точнее его золотника.

10.	Медленно происходит уборка и выпуск шасси в полете, причи-
ной чего является:

негерметичность линий управления уборкой и выпуском шасси или
всей системы;

негерметичность электромагнитного крана ГА-184У отключения за-
рядки гидроаккумулятора при уборке шасси;

неисправность насосов НП-43М/1.

11.	Медленное (вялое) движение щеток стеклоочистителей Возмож-
ные причины:

неисправен предохранительный клапан системы стеклоочистителей,
т. е. срабатывает при давлении ниже 162 кГ)см2\

дроссельный кран ГА-230 не обеспечивает максимального расхода;

неисправен привод стеклоочистителя.

12.	Велико давление в основной гидросистеме (230—240 кПсм2) из-за
отказа регулятора призводительности насоса НП-43М/1 или засорения
дросселя постоянного расхода.

13.	При работе двигателей греется насос НП-43М/1 и рабочая жид-
кость в баке основной гидросистемы из-за:

засорения дросселя постоянного расхода;

засорения или неисправности холодильника жидкости;

неисправности предохранительного клапана основной системы или
насоса НП-43М/1.

14.	В жидкости или на фильтрах появляется металлическая струж-
ка и металлическая пыль из-за неисправности насосов соответствую-
щих систем (они гонят стружку).

ГЛАВА 6

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка самолета Ту-134 состоит из двух двухконтурных
турбореактивных двигателей Д-30, которые установлены в удобообтека-
емых гондолах, закрепленных на пилонах в хвостовой части фюзеля-
жа, а также систем: топливной, дренажной, масляной, противопожарной,
7—3030	19’
системы управления, запуска и контроля работы двигателей, а так-
же элементов и деталей крепления двигателей в гондолах.

Оборудование силовой установки разделяется на оборудование, рас-
положенное на самолете, и оборудование, расположенное на двигателях.

ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ

Гондола двигателя служит для размещения двигателя, его агрегатов
и элементов других систем. Она создает плавные контуры для обтека-
ния двигателя набегающим воздушным потоком, направляет воздух в
его компрессор, защищает двигатель и агрегаты от грязи, пыли, атмос-
ферных осадков и механических повреждений. Конструктивно гондола
двигателя выполнена из трех частей (рис. 6.1): передней (воздухоза-
борник), средней и задней.

Контур гондолы образует поперечный набор из 26 шпангоутов и
полушпангоутов, продольный набор из пяти балок и обшивки из дюр-
алюминиевых листов толщиной 1,2 мм. Соединение гондолы с фюзеля-
жем выполнено с помощью пилонов четырьмя стыковочными узлами
шпангоутов № 8 и 17 с разворотом в плане относительно осп фюзе-
ляжа на угол 4°, чем достигается уменьшение интерференции между
гондолами и фюзеляжем.

В каждой гондоле двигателя размещены масляная система, часть
агрегатов и трубопроводов топливной, гидравлической, воздушной, про-
тивообледенительной, противопожарной систем, системы кондициониро-
вания воздуха, а также тяги управления двигателем. К ним обеспечен
свободный доступ через съемные и откидные верхние и нижние крышки
как гондолы, так и пилона.

Передняя часть гондолы представляет собой воздухозаборник, со-
стоящий из набора шпангоутов (7 шт.), наружной обшивки, канала
и носка воздухозаборника и носка пилона. В районе шпангоута № 6
установлена противопожарная перегородка, изготовленная из титано-
вого листа толщиной 1,8 мм, которая препятствует распространению
огня на переднюю часть гондолы в случае возникновения пожара.

Для предотвращения обледенения вноске воздухозаборника размеще-
но противообледенительное устройство (см. рис. 10.3), состоящее из
Двух гофрированных листов, образующих равномерно расположенные

Рис. 6.1. Гондола двигателя:

f— носок воздухозаборника; 2—канал воздухозаборника; 3—передняя часть гондолы (воздухо-
заборник); 4— шпангоуты; 5 — противопожарная перегородка; 6 — передние узлы крепления дви-
гателя; 7—отверстия для крепления приспособления при снятии и установке
двигателей; 8 — средняя часть гондолы; 9 — верхние балки; 10 — заборник воздуха
системы охлаждения стартер-генераторов; 11 — задние узлы крепления двигателя:

12 — задняя часть гондолы; 13 — болты дпя крепления приспособления при снятии и установке
гондолы; 14—силовой шпангоут № 17; 15 — стыковочные узлы гондолы; 16 — подкосы пилона;
/ —боковая балка; 18 — инжиие балки; 19 — продольная противопожарная перегородка; 20 — си-
ловой шпангоут № 8; 21 — носок пилона; 22 — съемная часть шпангоута; 23— нижние откидные

крышки; 24 — коллектор противообледенительной системы воздухозаборника
каналы по внутреннему контуру носка и коллектора с выходными соп-
лами. В коллектор устройства поступает горячий воздух от пятой или
десятой ступеней компрессора двигателя. За носком воздухозаборника
с внешней стороны в передней части гондолы размещен бак масляной
системы.

Крепится воздухозаборник к средней части гондолы по силовому
шпангоуту № 8 с помощью винтов и самоконтрящихся гаек. Для ком-
пенсации линейных перемещений по стыку канала воздухозаборника с
двигателем (рис. 6 2) предусмотрен кольцевой зазор 8±2 мм, который
перекрыт резиновым уплотнительным кольцом.

Средняя часть гондолы. Силовой частью гондолы двигателя явля-
ется ее средняя часть, выполненная из набора 17 шпангоутов и полу-
шпангоутов, пяти продольных балок (двух верхних 9, двух нижних 18
и боковой 17, рис. 6.1). В средней части гондолы размещены силовые
узлы и элементы крепления двигателя. Шпангоуты № 8 и 17 являются
основными силовыми элементами, несущими двигатель. На них уста-
новлены узлы крепления двигателя и стыковочные узлы соединения гон-
долы с фюзеляжем. Узлы крепления двигателя представляют собой
штампованные стальные кронштейны с завальцованными шаровыми
опорами, укрепленными к шпангоутам болтами. Силовые шпангоуты
№ 8 и 17 по своей конструкции аналогичны. Они состоят из штампован-
ных алюминиевых кронштейнов, состыкованных с клепаным набором
профилей и стенок. Нижние части шпангоутов № 8 и 17 и № 11 и 20 —
съемные.

Верхние и нижние балки средней части гондолы окантовывают вы-
резы под люки, расположенные между шпангоутами № 11 и 17, № 8 и
24. Боковая силовая балка воспринимает усилия от тяги двигателя,
передающиеся через узел 11 крепления двигателя, подкосы 16 и штам-
пованные кронштейны шпангоутов № 8 и 17 на фюзеляж. Балка изго-
товлена из двух Т-образных прессованных профилей алюминиевого
сплава, связанных посредством стенки.

В верхней части шпангоута № 17 расположено входное устройство
для охлаждения стартер-генераторов СТГ-12ТМО-1000 скоростным на-
пором воздуха, поступающим через заборник 10 (см. рис. 6.1), патрубок
1 и трубу 4 (рис. 6.3) к стартер-генераторам. Соединение труб с патруб-
ками 1 — телескопическое и шланговое. На случай возникновения по-
жара предусмотрена герметизация подкапотного пространства с помо-
щью заслонки — устройства, которое работает от пневмопривода
цилиндра (рис. 6.4). При поступлении в цилиндр сжатого воздуха за-
слонка закрывается. В открытом положении заслонка удерживается пру-
жиной внутри цилиндра. Управление работой заслонки — автоматиче-
ское от противопожарной системы.

Задняя часть гондолы — съемная, выполнена из набора шпангоутов
и диафрагм, склепанных с обшивкой. Крепится она к средней части с
помощью четырех конусных болтов, доступ к которым осуществляется
через лючки. Обрез хвостового стекателя задней части гондолы пбкрыт
жаропрочной листовой сталью. Легкосъемность задней части создает
удобства при монтаже и демонтаже двигателя, а также обеспечивает
свободный доступ к соплу наружного контура двигателя

Люки гондолы двигателя. Для свободного доступа к агрегатам дви-
гателя и систем, а также узлам крепления и навески двигателя в гондо-
ле предусмотрены люки (рис. 6.5), закрытые съемными и откидными
крышками. Все крышки уплогнены резиновыми прокладками и крепят-
ся быстросъемными замками. Нижние половины передней и средней ча-
стей гондолы закрыты четырьмя откидными крышками с натяжными
замками. Крепятся крышки шарнирно с помощью кронштейнов к ниж-
ним балкам. Конструкгивно крышки выполнены из продольного и попе-
речного набора профилей и обшивки материала Д16ТЛ, толщиной 1,0—
7*	195
8±2

Рис. 6.2. Соединение канала воздухозаборника с двигателем:

/ — канал воздухозаборника; 2 — уплотнительное резиновое кольцо; 3 — подвижное кольцо.

4 — кронштейн, 5 — утковый болт; 6 — втулка; 7 — гайка. 8 — входное устройство двигателя

Рве. 6.3. Трубопровод системы охлаждения стартер-генераторов:

/ — патрубок стартер генератора; 2 — хомут; 3 — телескопическое соединение: 4 — груба

кре
1ЮД
гон.

Рис. 6.4. Заслонка си-
стемы охлаждения стар-
тер-генераторов:

/— патрубок с заслонкой,
2 — поводок; 3 — ось заслон
ки; 4 — заслонка; 5 — болты
крепления патрубка; 6 — ци
лиидр управления заслон-
кой; 7 — штуцер подвода
сжатого воздуха

с а
шг
ки

га:
Кр'
3yi
ГО]
пе|
не|
ли;
pei
ду<
Рис. 6.5. Люки гондолы двигателя:

/, 2, 4, 7, 9, 12, 13, 17 — крышки монтажных люков; 3 — крышка для подхода к переднему узлу
крепления двигателя; 5, 10, 15 — крышки для подхода к агрегатам двигателя; 6 — крышка Для
подхода к патрубку обдува стартер-генератора; 8 — крышка для подхода к стыковочным болтам
гондолы; 11 — крышка люка топливного фильтра; 14 — крышки люков стыковочных болтов задней
части гондолы; 16 — крышка люка маслобака; 18 — нижние откидные крышки

1,5 мм. В открытом положении откидные крышки фиксируются подко-
сами, сферические наконечники которых устанавливаются в упоры на
шпангоутах. В закрытом положении подкосы крепятся лирками с на-
кидной петлей.

Пилон гондолы двигателя. Пилон расположен между гондолой дви-
гателя и фюзеляжем. В поперечном сечении — это профиль крыла, под-
крепленный мембранами, имеющими связь с силовыми стенками, обра-
зующими кессон. Передняя и задняя стенки пилона ограничены шпан-
гоутами № 8 и 17. Со стороны гондолы установлена противопожарная
перегородка из жаропрочной листовой стали, исключающая распростра-
нение пожара на основные узлы крепления гондолы к фюзеляжу и топ-
ливные агрегаты, размещенные внутри пилона. Для доступа к этим аг-
регатам и элементам системы в нижней и верхней обшивке пилона пре-
дусмотрены люки.

Крепление двигателя. В полете и на посадке на двигатель действуют
поверхностные (тяга) и массовые силы (произведение веса двигатель-
Рис. 6.6. Схема крепления двигателя и

— подкос № 1; 2 — подкос № 2; 3 — подкос № 3;

6 — подкос № 6

действие сил иа двигатель:

4 — подкос №4; 5 — подкос № 5;

1

ной установки бДЕ на соответствующий коэффициент расчетной пере-
грузки tii, т. е. 7?1 = ОдВп4). Эти силы могут действовать на двигатель сим-
метрично или асимметрично. К симметричным нагрузкам (рис. 6.6) от-
носятся, например, тяга двигателя Рх и массовая сила Ру, а к асиммет-
ричным — массовая сила Pz и реактивный момент ротора Мх. Кроме
указанных нагрузок, в криволинейном полете возникают гироскопиче-
ский момент Mz и центробежная сила инерции Р, вращающихся масс
двигателя (турбина, компрессор), значение которых определяется выра-
жениями:

Мг = jxQ o>xsin x;

Pi = mr О?,

где jx — массовый момент инерции ротора относительно оси вращения;
<ох — угловая скорость вращения ротора; Q — угловая скорость враще-
ния самолета; а — угол между осями, вокруг которых происходит вра-
щение с угловыми скоростями ых и Q. Этот угол в расчетах принимают
равным 90°, т. е. значение гироскопического момента — максимально;
т — масса ротора; г — радиус кривизны траектории самолета.

Угловая скорость сох определяется режимом работы двигателя, а
£2 — маневром самолета в плоскости симметрии.

Следовательно, для крепления двигателя в гондоле требуется опре-
деленное число стержней-подкосов. В нашем случае для крепления дви-
гателя Д-30 принята схема с применением шести жестких пустотелых
стальных подкосов, одним концом закрепленных на шпангоутах № 8 и 17
к боковой балке, другим — к цапфам двигателя. Подкосы расположены
таким образом (см. рис. 6.6), чтобы обеспечивалась полная геометриче-
ская неизменяемость системы. Подкосы навески двигателя работают
следующим образом: подкосы № 1 и 3 воспринимают боковые усилия
(асимметрические нагрузки), возникающие от силы Рг и моментов Мх
и Му; подкосы № 2 и 5 — вертикальные усилия (массовые силы), воз-
никающие от силы Ру и момента Mv; подкос № 6 — горизонтальные
усилия, возникающие от силы Pz и момента Му; подкос № 4 восприни-
мает в основном нагрузки по оси х и тягу двигателя

Все подкосы распределены по силовым элементам гондолы и дви-
гателя следующим образом: подкосы № 5 и 6 закреплены на шпангоуте
1S8
Рис. 6.8. Типовое крепление подкосов к дви-
гателю:

1 — кронштейн подвески 2 — гайка; 3 — шаро-
вая опора подкоса № 5; 4 — шайба; 5 — ушко-
вый болт; 6 — болты; 7 — подкос №6; 8 — сфе-
рический вкладыш; 9— обойма; 10, 11 — крон-
штейны

/ — корпус двигателя, 2—болт; 3 — сферический
вкладыш; 4 — обойма; 5 — контровочная заклепка;
5. 7 — гайки; 8— контровочная шайба; 9 —ограни-
чительный штифт; 10 — подкос, // — цапфа дви-
гателя

Рис. 6.7. Узел крепления двигателя
по шпангоуту № 8:

(кос № 5;

Lik пере-
гель сим-

6.6) от-
мени мет-

Кроме
скопиче-
хся масс
|ся вира-

ращения;
ь враще-
эдит вра-
кшимагот
(имальио;

тся опре-
ения Двн-
устотелых
[ № 8 и 17
^положены
ометрнче-
работают
е усилия
ментов Мх
|лы), воз-
онтальные
восприня-

ли и дви-
шпангоуте

№ 8 с помощью кронштейнов 1 и 10 (рис. 6.7) и болтов 6, одним кон-
цом, а другим — к кронштейну 11, который установлен на верхнем флан-
це входного корпуса двигателя. Подкосы №1,2, 3 и 4 крепятся к шпан-
гоуту № 17 и удерживают двигатель за цапфы 11 (рис. 6.8) корпуса под
весок двигателя. Наконечники подкосов имеют обойму со сферическим
вкладышем 3 и гайкой 6. В процессе установки двигателя подкосы мо-
гут регулироваться. Для компенсации тепловых расширений и монтаж-
ных отклонений двигателя наконечник подкоса № 5 имеет сферическую
головку.

Монтаж двигателя в гондоле и его крепление осуществляются под
косами в такой последовательности: № 2, 1, 3, 5, 6 и 4 (демонтаж в об-
ратном порядке), при этом необходимо убедиться, что регулируемые
наконечники перекрывают контрольные отверстия подкосов и контро-
вочные гайки надежно затянуты. После закрепления двигателя необ-
ходимо установить уплотнительное резиновое кольцо 2 (см. рис. 6.2) с
помощью ушковых болтов в положение, при котором кольцо будет со-
прикасаться по всей окружности (без натяга) с каналом. После этого
для уплотнения необходимо подтянуть все гайки на 1,5 оборота и за-
контрить их.

Правильное положение двигателя в гондоле определяется: зазором
8±2 мм по стыку канала воздухозаборника с двигателем, который ре-
гулируется подкосом № 4; ступенькой по потоку до 3 мм (против потока
до 2 мм) по этому же стыку, которая регулируется подкосами № 5 и 6
и зазором не менее 10 мм между элементами конструкции гондолы и
двигателем, регулируемым подкосами № 1, 2 и 3. После выполнения
этих работ необходимо установить агрегаты, трубопроводы, тяги и
электропроводку. Отбор воздуха от двигателя на наддув кабины допу-
скается (при первом запуске) после 5-минутной работы двигателя на
малом газу. Демонтаж систем и двигателя производится в строго об-
ратном порядке.

Навеска и крепление гондолы осуществляются по узлам шпангоутов
№ 8 и 17 гондолы и соответственно узлам, расположенным на фюзеляже
между шпангоутами № 47 и 48 и на шпангоуте № 51, четырьмя болта-
ми 5 (рис. 6.9). Втулки 3, 8 и конус 7 воспринимают нагрузки на срез и
смятие. Навеска производится с помощью специального приспособле-
ния, закрепляемого в отверстиях 7 (см. рис. 6.1) болтами 13. Само при-
способление и гондола удержи-
ваются краном общего назначения.
Болты затягиваются с помощью та-
рированных ключей.

Указания по технической эксплу-
атации гондол. В процессе эксплуа-
тации необходимо регулярно (в объ-
еме предполетного осмотра) осмат-
ривать гондолы двигателей, крышки
люков, нет ли повреждений. Кроме
того, нужно открыть крышки и смо-
тровые лючки гондол и убедиться в
том, что внутри гондол нет посто-
ронних предметов, нет повреждений
трубопроводов и электропроводки,
а в соединениях нет течи топлива,
масла и жидкости. Необходимо так-
же осмотреть воздухозаборники дви-
гателей и реактивное сопло и убе-

г,	диться в том, что там нет посторон-
ние. 6.9. Узел навески гондолы двигателя:	’	Г

/-гайки; 2-шпангоут фюзеляжа; 3 - опор- НИХ ПреДМеТОВ а ТЗКЖе Нет ЗЭбоИИ
ная втулка; 4 — шпангоут гондолы двигателя; На ЛОПЭТКаХ ВНА, ПерВОЙ СТуПСНИ
5- болты; бн“^сФерическая^шайба; 7 —опор- компрессора и турбины, поврежде-
ний во внутренней части каналов. В
зимнее время нужно следить за тем, чтобы в каналах воздухозаборни-

ка и заборника воздуха для охлаждения генераторов не было снега и

льда.

УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯМИ

Управление двигателями Д-30 на самолете Ту-134 осуществляется
посредством комбинированной проводки (тросы и жесткие тяги)
(рис. 6.10).

Органы управления двигателями и приборы контроля за их рабо-
той сосредоточены в кабине экипажа На левом и правом пультах, на
средней приборной доске, приборной доске правого пилота, на щитке
мотоприборов и щитке запуска двигателей установлены все необходи-
мые для этого агрегаты и приборы. Режим работы двигателя устанав-
ливается рычагом управления двигателем (РУД) и контролируется по
показаниям тахометра, размещенного на средней приборной доске и по
другим приборам. Тахометр показывает число оборотов в минуту ротора
второго каскада компрессора, выраженное в процентах от максималь-
ных оборотов.

Система управления двигателями. Система управления каждого дви-
гателя состоит из рычагов на левом и правом пультах пилотов, связан-
ных тросами и тягами с насосом-регулятором НР-30, который обеспечи-
вает автоматическую подачу топлива к форсункам двигателя Д-30 в ко-
личестве, необходимом для поддержания заданного режима на всех
скоростях и высотах полета. Рычаги левого и правого пультов сбло-
кированы между собой дюралюминиевыми тягами 2, проходящими впе-
реди шпангоута № 6.

Для фиксации РУД в любом положении на левом пульте 1 (рис. 6.11)
имеются тормозные устройства. При перемещении рукоятки 7 вперед
клиновидные шайбы, надетые на ось, заходят друг за друга по винто-
вой поверхности и увеличивают трение между роликами РУД и шайба-
ми. От проворота клиновидные шайбы удерживаются стопорной шпиль-
кой. Шариковый замок удерживает тормозную рукоятку в любом по-
ложении.
удержи-
качения,
цыо та-

эксплу-
ксплуа-

(в объ-
осмат-

крышки
. Кроме
S и смо-
иться в
' посто-
ж дений
) оводки,
оплива,
мо так-
1КИ двн-
и убе-
•сторон-
забоин
ступени
врежде-
,алов. В
абории-
снега и

вляется
е тяги)

х рабо-
ьтах, на
i щитке
обходи-
гстанав-
ется по
ке и по
' ротора
сималь-

ого дви-
связан-

эеспечи-
30 в ко-
на всех
в сбло-
1ми впе-

ис. 6.11)

вперед
> винто-

шайба-
шппль-

бом по-

Рис. 6.10. Схема проводки управления двигателями:

/— качалки; 2 — жесткие тяги; 3—пульт правого пилота; 4, 9 — разъем тросов; 5—направляющий
j-.ni лк; 6*— жесткие тят; 7— конечный ролик; d — датчик М.У-Ы5А нз комплекта МСРП-1Й;

10—пульт левого пилота

Рис. 6.11. Пульты управления двигателями:

/ — левый пульт управления; 2 — рукоятка стопорения рулей н элеронов; 3 — откидной упор мало
ю газа; 4 — рычаги управления левым двигателем; 5 — рычаги управления правым двигателем;
«— гашетка защелки упора малого газа; 7 — тормозная рукоятка; 8— штурвалы триммера.

9—кнопки выключения сирены; Ю — правый пульт управления

Для предотвращения непреднамеренного .перемещения РУД в поле-
те в положение ниже площадки малого газа на этом же пульте установ-
лен неподвижный упор малого газа 6 (рис. 6.12), положение которого
регулируется винтом, и дополнительно откидной упор 3 (см. рис. 6.11).
Откидной упор представляет собой планку, вращающуюся на оси, укреп-
ленной на пульте. При необходимости перемещения РУД в положение
«Останов» планка откидывается влево. Планка в крайних положениях
фиксируется шариковым замком.

Рычаги управления двигателями, установленные на левом пульте
(см. рнс. 6.12), имеют головки из пластмассы с индексами Г, и Г2 (ин-
декс Г обозначает «ГАЗ», индекс 1—левый, 2 — правый двигатель) и
гашетки 4, соединенные тягами 3 с подвижным упором (защелкой) 2
малого газа, который фиксируется о неподвижный упор 6. Немного ни-
же, на левом пульте, расположена рукоятка 2 (см. рис. 6.11) управле-
ния стопорением рулей и элеронов, связанная посредством тросов с ро-
ликом, посаженным на общую ось с РУД. При стопорении рулей РУД
фиксируется в положении «Останов». Без расстопорения рулей запуск
двигателей невозможен. В отличие от левого пульта РУД на правом
пульте тормозного механизма и механизма упора малого газа не имеют.
Этим отдается преимущество в управлении двигателями левому пилоту.
Но здесь (см. рис. 6.12) на РУД установлены ролики 11, которые при
перемещении набегают на рычаг 16 или скобу 10 и замыкают посредст-
вом концевых выключателей А812В цепь включения сигнальной сире-
ны. Сигнализация срабатывает, если на взлете не выпущены закрылки
на угол 20° и если не выпущены шасси при посадке. Для прекращения
сигнала при работе двигателя на малом газе и при убранном шасси
предусмотрены кнопки 14 отключения сирены. При нажатии кнопки
концевой выключатель, смонтированный на ней, перемещается вниз и
удерживается в этом положении рычагом 16 до перемещения РУД впе-
ред.

Связь РУД с НР-30 выполнена посредством тросовой проводки от
барабана 18 до конечного ролика 3 (рис. 6.13) в пилоне гондолы, обес-
печивающего переход с тросовой проводки на жесткую до поводка насо-
са-регулятора НР-30.

Тросовое управление (см. рис. 6.10) выполнено тросами диаметром
2,5 мм в виде замкнутых проводок, которые идут от левого и правого
пультов вниз, дальше проходят вдоль обоих бортов фюзеляжа под по-
лом кабин до шпангоута № 48, поднимаются вверх и через гермовыво-
ды 4 (см. рис. 6.13) на конечный ролик пилонов. Тросы на концевых
роликах закрепляются с помощью двух шплинтов и ограничителя, обжа-
того на тросе. Направление тросов обеспечивается текстолитовыми роли-
ками на подшипниках. Натяжение тросов регулируется тандерами, рас-
положенными у шпангоутов № 11, 26, 38 и 48 под полом кабины. До-
ступ к ним обеспечен через люки техотсеков фюзеляжа и лючки в полу у
шпангоутов № 11 и 48.

Жесткая проводка выполнена из трубчатых металлических тяг
(стальных и дюралюминиевых), которые имеют регулируемые наконеч-
ники. Между собой тяги связаны посредством качалок, шарнирно за-
крепленных на корпусе двигателя.

Регулировка систем управления двигателя. Для нормальной работы
двигателя система управления им должна быть правильно отрегулиро-
вана. Для этого необходимо:

1.	Установить рычаги в кабине на левом пульте в среднее (верти-
кальное) положение по рискам 1 и 2 на рычагах и пульте (рис. 6.14) и
зафиксировать их тормозом. Рычаги управления двигателями на пра-
вом пульте должны установиться также в среднее (вертикальное) поло-
жение по рискам, при этом конечные ролики тросовой проводки в пило-
нах гондолы должны находиться в положении, при котором риски на
роликах и кронштейне их крепления совпадают. При несовпадении ри-
сок рычагов и роликов нужно отрегулировать тросовую проводку, для
чего, не расстопоривая РУД, следует сделать перетяжку тросов тандера-
ми, одновременно наблюдая за перемещением концевого ролика и сов-
мещением рисок.

В н имание! 1. Выход резьбы наконечников из муфт (тандеров) сое-
динения более трех ниток недопустим.

2.	Проверить натяжение тросов, которое в зависимости от темпера-
туры должно соответствовать графику на рис. 6.15. Если имеются от-
клонения от графика, отрегулировать натяжение тросов, не сдвигая ры-
чагов и роликов с рисок. Затем следует законтрить муфты (тандеры)
соединения, растормозить РУД на левом пульте, перевести его вперед
202
о ни-
авле-
с ро-
РУД
туск
авом
1еют.
лоту.
: При
эдст-
:ире-
з1ЛКИ
ения
[асси
опки
из и
впе-

:и от
)бес-
iaco-

гром
вого
, по-
ЫВО-
JBBIX
>жа-
оли-
р ас-
До-
лу у

тяг
печ-

за-

>оты
иро-

рти-
1) и
ipa-
оло-

1ЛО-
на

рп-
ДЛЯ
jpa-
гов-

сое-

>ра-
от-

ры-
ры)
ред

Рис. 6.12. Рычаги управления двигателями:

/—скоба; 2—подвижный упор (защелка); 3—тяга; 4— гашетка; 5, 13 — рычаги управления:
6 — неподвижный упор; 7— регулируемый винт упора малого газа; в, П — пружины; 9 — концевые
выключатели Л812В звуковой сигнализации взлетного угла закрылков и положения шассн при за-
ходе на посадку; 10— нажимная скоба; // — контактный ролик; /2 — головка рычага; 14 — кнопки
выключения сирены; 15 — кронштейн; 16 — рычаг; 18 — барабаны

Рис. 6.13. Конечный ролик тро-
совой проводки управления
двигателем:

1 — ролики; 2 — жесткая тяга уп-
равления; 3 — конечный ролик;

4 — гермовывод; 5 — обшивка гер
мокабнны; 6, 8 — крышки; 7 — фто-
ропластовый сердечник; 9 — про-
кладка; 10—болт с пластиной
Рис. 6.14. Положение элементов управления двигателем при его регулировке (/ и 2 —
сигнальные риски)

Рис. 6.15. График натя-
жения тросов управления
двигателями в зависимо-
сти от температуры на-
ружного воздуха

Рис. 6.16. Регулировка управления двигателями:

1 — лнмб рычага (поводка) дросселя управления иасоса-регулятора НР-30; 2 — рычаг (поводок)
управления дросселем НР-30; 3 — продольная тяга; 4—конечный ролик тросовой проводки
Рис. 6.17. Положение рычагов на упоре малого газа:
а — узел упора малого газа; б — узел лимба НР-30;

1 — неподвижный упор малого газа; 2 — рычаг управления двигателем; 3 — защелка; 4 — лимб
дросселя НР-30; 5 — средняя риска площадки малого газа; 6 — поводок дросселя НР-30; 7 — под
вижная рифленая шайба; 8—упор максимального газа; 9— упор положения останова Двигателя

Лим

до отказа, оставив зазоры 7—8 мм между ними и концами прорезей в
верхней панели пульта, и зафиксировать их тормозом.

3.	Установить продольную тягу 3 на поводок (рис. 6.16) НР-30, пе-
реместив болт крепления тяги к рычагу на радиус 62,5±3,5 мм от оси
вращения рычага. Установить болт крепления противоположного конца
тяги к рычагу, переместив ею ио рифление качалки на радиус 102^д6лк«
от оси вращения качалки, поводок на НР-30 должен быть на упоре мак-
симального газа. Далее отрегулировать длину тяги и установить ее на
место, затем растормозить рычаги на левом пульте, перевести их до
упора малого газа и зафиксировать их в этом положении тормозом.
Подвижной и неподвижный упоры малого газа должны находиться в
положении, показанном на рис. 6.17, риски на стрелке поводков НР-30
левого и правого двигателей — в зоне площадки малого газа между
средней и верхней риской. При регулировке управления двигателями
РУД из положения «Останов» в положение «МГ» перемещать плавно
вперед в вертикальное положение (до сигнальных рисок), а затем так-
же плавно перемещать его до упора «МГ».

4.	Если не удалось добиться требуемой регулировки, разрешается
изменить длину продольной соединительной тяги 3 (см рис. 6.16). При
этом в крайних положениях РУД на обоих пультах должен обеспечи-
ваться зазор 5—9 мм, а при попытках выбрать эти зазоры РУД должны
пружинить. Рычаги управления двигателями в положении «Максималь
ный режим» могут иметь «ножницы» не более половины диаметра го-
ловки рычага, а в положении «Останов» — не более одного диаметра
головки рычага. Прн переводе РУД на правом пульте из положения
«Останов» в положение «Малый газ» стрелки рычагов на НР-30 должны
находиться на площадке малого газа. При приложении к головке РУД
усилия в 10 кГ зазор между стрелкой рычага насоса НР-30 и нижней
риской площадки должен быть не менее 1 мм. Если отклонения РУД и
стрелок рычага насоса НР-30 больше указанных величин, то системы
управления двигателями нужно отрегулировать заново.

5.	После регулировки систем управления двигателями необходимо
законтрить тяги в гондолах и болтовые соединения, прикладывая
205
усилие не более 2,5 кГ и перемещая РУД на левом и правом пультах
убедиться, что они перемещаются плавно (без рывков и заеданий).

Кроме регулировки систем управления двигателями, необходимо про-
верить, как срабатывает звуковая сигнализация в зависимости от по-
ложения шасси и закрылков, для чего установить РУД левого пульта
с зазором 2—3 мм от упора «МГ»—должны одновременно сработать
концевые выключатели А812В сигнализации положения шасси, затем
переместить РУД на расстояние примерно на 23 мм от вертикали (отме-
ток пульта) —должны замкнуться контакты концевых выключателей
А812В сигнализации положения закрылков. Если срабатывания выклю-
чателей в этих положениях РУД нет, нужно добиться их срабатывания
перемещением контактных роликов, установленных на барабане РУД
правого пульта.

Возможные неисправности системы управления двигателями и ме-
тоды их устранения указаны в табл. 8.

Таблица 8

Внешнее проявление неис- правности	Причина неисправности	Метод устранения неисправ- ности
Двигатель не запускается  Свободный ход рычагов уп- равления двигателями  При установке РУД в поло- жение «Малый газ» РУД «пружинит» и уходит впе- ред  При установке тормозной ру- коятки вперед до отказа РУД не затормаживаются	Не устанавливается стрелка на лимбе на площадку ма- лого газа  Мало натяжение в тросовой системе  Большое трение в системе управления  Большой зазор между рыча- гами управления двигате- лями	Отрегулировать систему уп- равления  Отрегулировать натяжение в соответствии с графиком натяжения тросов Проверить гермовыводы и наличие в них смазки. Проверить натяжение тро- сов  Отрегулировать тормозной механизм затяжкой гайки на оси рычагов управления

МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА

Масляная система двигателя служит для хранения запаса масла, по-
дачи его к механизмам и подшипникам с целью их смазки и охлажде-
ния. Смазка подвижных соединений двигателя необходима для умень-
шения трения и износа деталей, предохранения их от коррозии, выноса
твердых включений, попадающихся между трущимися поверхностями.
Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегре-
ву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию ротора и к
общему разрушению двигателя.

Каждый двигатель Д-30 имеет самостоятельную масляную систему
циркуляционного типа (рис. 6.18) с откачкой в бак Я т. е. масло в систе-
ме циркулирует по схеме: маслобак — двигатель — радиатор — масло-
бак. В системе осуществляется очистка масла, его охлаждение и подго-
товка к последующему циклу. Сорт масла (МК-8, МК-8П) выбран по
нагрузкам на смазываемые детали, их рабочим температурам, а также
по типу применяемых подшипников.

Основным элементом маслосистемы является маслобак емкостью
23 л, который размещается выше нагнетающего насоса. Трубопровод от
бака до нагнетающего насоса называют магистралью всасывания. Уча-
сток от нагнетающего до откачивающего насосов является внутренней
системой смазки двигателя. На этом участке устанавливаются датчики
температуры и давления масла. Магистраль от насоса откачки до масло-
бака в свою очередь называется откачивающей. В целом же маслосисте-
206
1ьтах

про-
г по-
апьт а
этать
>атем
отме-
гелей
1КЛЮ-
>ания
РУД

и ме-

та 8

Рис. 6.18. Масляная система двигателя:

1, 2 — трубопровод откачки масла; 3 — топливо-масляный радиатор (агр. 62); 4 —верхняя
коробка приводов; 5 — трубопровод суфлирования масляной системы; 6 — нижняя коробка
приводов; 7 — сливной кран; 8 — трубопровод нагнетания масла; 9 — маслобак; 10 — масломер

прав-

;му уп-

оение в
ia фиком

юлы и
КН.

не тро-

эмозной
i гайки
авлеНия

а, по-
ажде-
/мень-
ыноса
стями.
регре-
а и к

лете му
систе-
масло-
подго-
ан по
также

костью
вод от
а. Уча-
ренней
атчики
масло-
осисте-

ма состоит из агрегатов и механизмов, принадлежащих двигателю, и аг-
регатов, принадлежащих самолету.

Принципильная схема маслосистемы и основные ее данные. Основ-
ными агрегатами, установленными на двигателе, являются: основной
двухступенчатый маслонасос ОМН-ЗО; четырехступенчатый мас-
лонасос откачки МНО-ЗО; центробежный воздухоотделитель с фильтром-
сигнализатором наличия стружки в масле ЦВО-ФС-ЗО; центробежный
суфлер ЦС-30, основной масляный фильтр МФС-30; охлаждающий пере-
ходник ВНА первого каскада компрессора и сливной кран на коробке
приводов.

В самолетную маслосистему входят маслобак, топливо-масляный ра-
диатор, два сливных крана 636700/А, трубопроводы.

При работе двигателя (рис. 6.19) масло по самолетному маслопрово-
ду поступает к двигателю в нагнетающую ступень насоса ОМН-ЗО и да-
лее под давлением 2,5—4,5 кГ)см2, регулируемым редукционным
клапаном насоса, направляется через обратный клапан и фильтр к сма-
зываемым узлам двигателя. После смазки узлов нагретое масло вместе
с воздухом и газами насосом откачки МНО-ЗО и откачивающей ступенью
насоса ОМН-ЗО направляется в центробежный воздухоотделитель. Здесь
нз масла отделяются и перепускаются в картер двигателя воздух и га-
зы, а масло, пройдя через фильтр-сигнализатор, поступает в охлаждаю-
щий переходник. В переходнике масло предварительно охлаждается по-
ступающим в двигатель воздухом и далее направляется в топливо-мас-
ляный радиатор, где оно охлаждается топливом, а затем поступает в
маслобак.

Двигатель, а вместе с ним и маслобак суфлируется через центробеж-
ный суфлер с выводом трубы на срез реактивного сопла двигателя.
В центробежном суфлере от воздуха отделяется масло, которое сливает-
ся обратно в картер двигателя.

На двигателях Д-30 применяются масло МК-8 и МК-8П, ВНИИ
НП-50-1-4Ф и масла зарубежного производства: вместо МК-8 можно
применять масло <Турбоойль-34» (D. Eng-RD-2490 и Air-3515A, Англия
и Франция), вместо МК-8П — «Турбоойль-2» (Mil-0-6081 и 3-GP-901,
США и Канада), вместо масла ВНИИ — «Турбоойль-300»
(Mil-L-7808C, F, Air-3513 и 3-GP-904a, США, Франция, Канада).
Рис. 6.19. Принципиальная схема смазки и суфлирования двигателя:

1, 2, 7, 11, 12, 13, 14—подвод масла к силовым подшипникам двигателя; 3 — подвод масла к
подшипникам верхней коробкн приводов; 4—подвод масла к подшипникам ведущей шестерни
привода верхней коробки приводов; 5 — подвод масла к подшипникам ведущей шестерни привода
нижней коробкн приводов; 6, 8—подвод масла к подшипникам центрального привода; 9—под-
вод масла к подшипникам привода правой коробкн приводов; 10 — подвод масла к подшипникам
правой коробки приводов; 15 — масляный бак; 16—переходник входного корпуса; 17 — центре
бежный суфлер ЦС-30; 18 — центробежный воздухоотделитель ЦВО-ФС-ЗО с фильтром-енгнализа
тором; 19— топливо-масляиый агрегат (агр. 62); 20— основной масляный насос ОМН-ЗО; 21— мас-
ляный фильтр МФС-30; 22—масляный насос откачкн МНО-ЗО

Допускается при заправке смешение масел МК-8 и МК-8П в любых
пропорциях. Смешение минеральных масел с маслом ВНИИ НП-50-1-4Ф
не разрешается.

При работе двигателя необходимо выдерживать следующие параме-
тры.

1.	Расход масла на земле — не более 1,5 кГ/ч, в полете — не более
1,0 кПч.

2.	Давление масла на входе в двигатель: на малом газе — не менее
2,5 кГ}см2-, на остальных режимах — 3,5—4,5 кГ/см2', при регулировке на
режиме 0,7 номинального — 4±0,2 кПсм2.

3.	Температура масла на входе в двигатель на всех режимах: реко-
мендуемая — +50 ~ +70°С; максимально допустимая--------f-80°C; мак-
симально допустимая на время не более 10 мин-----------(-90°С; минимально

допустимая — минус. 30°С; максимально допустимая на выходе из дви-
гателя — +120°С. Допускается при остановке двигателя повышение
температуры масла на входе до +95°С.

Контроль за работой маслосистемы осуществляется системой ЭМИ-
ЗРТИ и сигнализатором наличия стружки в масле. Указатели ЭМИ-
ЗРТИ и лампа «Стружка в масле» установлены на средней приборной
доске.

Масляный бак. В системе питания маслом каждого двигателя имеет-
ся свой маслобак, который служит для хранения запаса масла., необ-
ходимого для выполнения полета. Он расположен в передней части гон-
долы двигателя между внутренней н внешней обшивкой воздухозаборни-
208
ка. Маслобак — алюминиевый, сварной, толщина стенки—1,5 мм, с
внутренними диафрагмами жесткости. Сверху маслобака имеется залив-
ная горловина с предохранительным перфорированным стаканом, крыш-
кой и мерной линейкой для замера количества масла в баке при заправ-
ке, а также выведены патрубок суфлирования и патрубок входа масла,

Рис. 6.20. Масломер:

I— нижннй упор; 2—валик для магнита н барабана:
3— барабан со шкалой: 4— нижний магнит; 5—крышка
из термостойкого органического стекла; 6 — соединитель-
ный хомут; 7 — фланец на маслобаке; 8 — винтовая лен-
та; 9— поплавок; 10— пластина поплавка с прорезью
для винтовой ленты: 11 — кожух; 12—вертикальная на-
правляющая; 13—верхний упор; 14— крышка; 15 — верх-
ний магнит; 16 — средний упор; 17 — корпус; 18 — уплот-
нительные кольца; 19 — кронштейн

Рис. 6.21. Топливно-масляный радиатор:

I — перегородки топливной полости; 2 — перегородки мас-
ляной полости; 3 — клапан перепуска холодного масла

внутренний конец которого направлен на стенку бака, благодаря чему
входящее масло стекает под общий уровень без ценообразования- Внизу
бака имеется заборный патрубок. Внутри бака край этого патрубка
приподнят и прикрыт сверху козырьком для того, чтобы в заборник не
попадали посторонние предметы.

Для определения уровня масла в баке дополнительно установлен по-
плавковый масломер. Шкала масломера находится внизу снаружи бака
и ее можно видеть с земли через специальное окошко в обшивке гондо-
лы. Масломер (рис. 6.20) работает следующим образом: по вертикаль-
ной направляющей и винтовой ленте движется поступательно сверху
вниз поплавок- Лента, скользя в прорези поплавка, при его перемещении
вращается. На нижнем конце, ленты закреплен подковообразный посто-
янный магнит, а внизу корпуса на валике закреплен другой магнит и
барабан с нанесенной на нем шкалой. Благодаря магнитной связи бара-
бан поворачивается вместе с винтовой лептой. Нижняя часть масломера
закрыта крышкой из органического стекла. На этой крышке нанесен
указатель (стрелка). Шкала на барабане разбита на три участка: пер-
вый (до 7 л в баке) закрашен по всей высоте в красный цвет — эксплуа-
тация двигателя запрещена; второй (от 7 до 15 л масла) закрашен вни-
зу в красный цвет, а сверху в зеленый — допускается работа двигателя,
но при уровне масла не менее 12 л; третий (свыше 15 л масла) закра-
шен по всей высоте в зеленый цвет — допускается вылет, но при уровне
масла не менее 20 л.

Крепится маслобак к четырем кронштейнам стяжными лен-
тами.

Топливно-масляный радиатор (рис. 6.21) служит для охлаждения
масла, циркулирующего в системе. Установлен он в пилоне гондолы дви-
гателя. Охлаждающими элементами в радиаторе являются трубки, на-
бранные в соты. По протокам между трубками протекает масло, а внут-
ри трубок топливо, идущее на питание двигателя. Набор трубок поме-
щен в цилиндрический корпус, который герметически закрыт торцовыми
крышками.

Масло от двигателя подводится через входной патрубок, соединен-
ный с коллектором, в котором вмонтирован предохранительный клапан.
Клапан предохраняет соты радиатора от разрушения при низких темпе-
ратурах масла — он перепускает масло в обход сот радиатора или через
соты в зависимости от вязкости масла При повышенной вязкости (при
минусовых температурах) гидравлическое сопротивление сот радиатора
возрастает и давление на входе в радиатор увеличивается. При дости-
жении давления 4 кПсм2 клапан открывается, соединяя входную и вы-
ходную полости маслора диатор а. Для увеличения скорости потока масла
(в целях теплоотдачи) межтрубное пространство радиатора разделяется
четырьмя перегородками 2 на пять отдельных секций. Каждая перего
родка имеет окна, через которые масло попадает из одной секции в дру-
гую, проходя, таким образом, все секции, каждый раз меняя свое на-
правление.

Сливной кран 636 700/А (7, см. рис. 6.18) служит для слива масла из
маслосистемы. Он установлен на трубе подвода масла к двигателю в
нижней точке трубы. Кран клапанного типа с проходным отверстием —
10 мм. Ручка крана (при закрытом положении) для контровки соедине-
на с его корпусом через храповик, поэтому для открывания крана ее не-
обходимо оттянуть на себя, а затем поворачивать.

Трубопроводы маслосистемы. На самолете маслопроводы изготовле-
ны из металлических труб. В отсеке двигателя трубы подвода и отвода
масла — стальные, остальные трубы — алюминиевые Соединение трубо-
проводов осуществляется с помощью муфт (резино-металлических соеди-
нений). Уплотнение соединений достигается вследствие сжатия резино-
вых уплотнительных колец гайками муфт Трубопроводы маслосистемы
окрашены в коричневый цвет.

Приборы контроля за работой маслосистемы. Для контроля за рабо-
той маслосистемы установлен электрический индуктивный моторный
индикатор ЭМИ-ЗРТИ, с помощью которого определяется давление и
температура масла на входе в двигатель. От датчиков ИДТ-8 III серии
замера давления масла, демпфера Д59-4 и приемника П-бЗТр замера
температуры масла сигналы поступают на трехстрелочный указатель
УИЗ-З II серии, которые расположены на средней приборной доске пи-
лотов.

Датчик ИДТ-8 закреплен на щитке эксплуатационных замеров, рас-
положенном на переднем кожухе камеры сгорания, а датчик П-бЗТр -—
на нижней коробке приводов. Давление замеряется за нагнетающей сту-
пенью насоса ОМН-ЗО после фильтра.

Манометр масла имеет диапазон измерения от 0 до 8 кГ/см2, тер-
мометр масла от —50°С до +150°С. Погрешности показаний манометра
при нормальной температуре не превышают ±4% от предела измерения,
а термометра (в рабочем диапазоне) — ±6°С. Для удобства контроля на
приборе нанесены риски минимальных значений давления масла
(3,5 кГ/см2) и максимально допустимой температуры (-|-80оС).
Питание манометров переменным током 36 в осуществляется от ста-
тического преобразователя СПО-4. Термометры масла получают питание
от аккумуляторной шины, цепи которых защищены автоматом защиты
АЗС-2 ЭМИ-ЗРТИ, расположенным на правой панели АЗС.

Указания по технической эксплуатации масляной системы. Во всех
случаях, если после полета обнаружено, что масло не расходуется или в
маслобаке повышается уровень, необходимо проверить масло в баке,
нет ли в нем керосина. При обнаружении керосина снять радиатор и
проверить герметичность сот.

Перед каждым вылетом необходимо проверять количество масла в
баках. Если масла в баке мало, дозаправить бак маслом. Переполнение
бака маслом свыше допустимой нормы может привести к интенсивному
выбросу масла через дренаж двигателя. Недостаточное количество
масла в баке может послужить причиной перегрева двигателя и сниже-
ния давления масла.

Заправка маслом самолета производится из маслозаправщика
или какой-либо другой заправочной установки, имеющей фильтр в пи-
столете с числом ячеек 8 000—10 000 на 1 см2- Перед заправкой масло-
системы необходимо проверить, есть ли на стоянке противопожарные
средства, заземлены ли самолет и маслозаправщик, а также паспорт на
масло, содержащий данные анализа, которые должны соответствовать
ГОСТу и МРТУ на заправляемое масло. Для заправки необходимо от-
крыть крышку заливной горловины маслобака, подвести заправочный
пистолет и залить необходимое количество масла. После заправки само-
лета маслом установить крышку па место и плотно прижать ее винтом
с траверсой, а мерную линейку установить до упора так, чтобы она за-
фиксировалась пластинчатой пружиной.

Замена масла. Через каждые 400+20 ч работы двигателя необходимо
полностью слить масло через сливные краны маслобаков, радиаторов и
двигателя, заправить маслобак свежим маслом до уровня заливной гор-
ловины и стравить воздух из подводящего к маслонасосу трубопровода.

Таблица 9

Внешнее проявление неис- правности	Причины неисправности	Методы устранения неис- правности

1. Неправильное показание
масломера

2.	Нет давления масла на
входе в двигатель при хо-
лодной прокрутке, ложном
запуске илн запуске дви-
гателя

3.	Увеличение уровня в ба-
ке после совершения по-
лета

1.	Смятие поплавка или за-
полнение его маслом из-за
разгерметизации

2.	Трение магнита о корпус
из-за попадания на его
полюсы стальной стружки

3-	Трение барабана о крыш-
ку

Воздушная пробка в масля-
ной системе

4	Образование масляной
пленки на пилоне и крыш-
ках гондолы двигателя

1.	Негерметичность сот ра-
диаторов

2.	Негерметичность вала
привода насоса-регулято-
ра НР-30

1.	Потеря герметичности ре-
зино-металлических соеди-
нений на входе в масло-
радиатор

2.	Разрушение трубопровода
суфлирования на двигате-
ле

I. Заменить масломер

2.	Снять масломер, промыть
его и удалить стружку

3.	Заменить крышку

Отвернуть на корпусе ос-
новного маслонасоса проб-
ку и стравить воздух с
трубопровода подвода мас-
ла к двигателю

1.	Заменить .радиатор

2.	Заменить насос-регуля-
тор НР-30

1.	Заменить резиновые коль-
ца или подтянуть муфту

2.	Заменить трубопровод
для чего необходимо отвернуть пробку на насосе ОМН-ЗО и сливать мас-
ло до появления непрерывной струи. После этого необходимо произвести
холодную прокрутку двигателя и дозаправить бак.

В случае заправки маслобака маслом ВНИИНП-50-1-4Ф после эк-
сплуатации двигателя на минеральных маслах, и наоборот, необходимо
промыть маслосистему. Для этого необходимо слить масло МК-8 или
МК-8П из маслосистемы самолета и двигателя, залить в систему масло
ВНИИНП-50-1-4Ф, произвести холодную прокрутку и запустить двига-
тель- Проработав на режиме «Малый газ» 5 мин и на режиме 0,7 но-
минального 2—5 мин, остановить двигатель, слить масло из маслосисте-
мы самолета и двигателя. Заправить маслосистему новым маслом
ВНПИНП-50-1-4Ф.

Возможные неисправности маслосистемы и методы их устранения
указаны в табл. 9.

ГЛАВА 7

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система обеспечивает хранение необходимого для выпол-
нения полета запаса топлива и бесперебойную подачу его в двигатели
на всех режимах полета. Топливную систему можно условно разделить
на две: внешнюю (самолетную) и внутреннюю (систему агрегатов, уста-
новленных на двигателе).

Самолетная топливная система (рис- 7.1) представляет собой две ав-
тономные, аналогичные по конструкции системы: левую и правую, каж-
дая из которых обслуживает соответствующий двигатель: левая — ле-
вый двигатель, правая — правый. Обе системы связаны трубопроводом,
в котором установлен кран кольцевания, обеспечивающий подачу топ-
лива из левой системы в правую, и наоборот.

Каждая система состоит из трех кессон-баков, емкость которых при-
ведена в табл. 10.

Несливаемый остаток топлива составляет около 85 л, общая емкость
всех топливных баков — около 18 000 л. Прн полной заправке в них за-
ливается около 16600 л топлива.

Топливная система самолета включает в себя следующие системы:
а) питания двигателей топливом; б) централизованной заправки; в) дре-
нажа топливных баков

В систему питания двигателей топливом входят шесть кессон-баков
(рис. 7.2), два расходных отсека, четыре подкачивающих насоса ЭЦН-45
с электрическим приводом, 12 перекачивающих насосов ЭЦН-91 с элек-
троприводом, 18 сигнализаторов давления типа СДУ, четыре обратных
клапана за насосами ЭЦН-45. 12 обратных клапанов в корпусах колод-
цев насосов ЭЦН-91, два перекрывных (противопожарных) крана, че-
тыре поплавковых и четыре мембранных узла клапанов перекачки,
шесть переливных клапанов, два топливных фильтра, один кран пере-

Таблнца 10 крестного питания, два топлив-

Номер кессон- бака	Полный заправ- ляемый объем, л	Полная заправка,	но-масляных	радиатора,  восемь температурно разгру- зочных клапанов, два крана
1	5 300	5 000	для слива топлива под давле- нием, восемь сливных клапанов
2  з	2350  1300	2 200  1 150	отстоя, два штуцера консерва-
			ции двигателей, два манометра
Рис. 7.1. Принципиальная схема
топливной системы

Клапан перелива

10

Условные

обозначения

О Заливная горловина

^А^ Дамера	Хрдн тетм

"*^1 (индене различный)	Топлибно-масяяный

®	SW	- Труда питания

®	— Труба дренажа

насос ЗЦН-91	-Йодкачивающий насос	/]ЦН-^~ЛЗТ

1 J	Иасос-рееулятор HP -30 на дбигателе

Обратный клапан Клапан перекачки
хчныВа1и^Я1н,‘Ш,’У'~*^1Т/,пУиер KOHCeplauuu

Фильтр топливный

rtl Расходомер
’ РТС6-Ю-1

Рнс. 7.2. Полумонтажная схема топливной системы.
Г — сигнализаторы давления СДУ; 2— трубопроводы
электропроводки; 3 — трубопроводы перекачки топлива
нз кессон-баков; 4—расходный отсек; 5 — трубопровод
системы дренажа, 6—кран перекрестного питание
76860UM; 7 —температурно-разгрузочный клапан; 8 — кран
слнва топлива под давлением; 9 — пожарный кран
7686Э0М; 10 — датчик расходомера топлива PTCB-I0-8;
11 — топливно-масляный радиатор (нзд. 62); 12— топлив-
ный фильтр; 13—насосы ЭЦН-91 № 5 и 6; 14— насосы
ЭЦН-91 № 7 и 8- 15 — насос ЭЦН-91 № 3; 16 — насос

ЭЦН-91 *
низкого давления топлива, расходомер РТСВ-10-8, суммирующий топ-
ливомер СЭТС-470А.

В топливную систему двигателя Д-30 входят подкачивающий насос
ДЦН-44-ПЗТ (рис. 7.3), насос-регулятор НР-30, топливные форсунки
ФР-ЗО-ДС, центробежные регуляторы ЦР-1В и ЦР-2В.

Подача топлива к двигателям происходит в следующем порядке (см.
рис. 7.1). Топливо из кессон-баков с помощью перекачивающих насосов
ЭЦН-91 расходуемой очереди перекачивается в расходный отсек, разме-
щенный в первом кессон-баке (на самолетах до четвертой серии во вто-
ром кессон-баке). Нз расходного отсека топливо подается насосами
ЭЦН-45 через обратные клапаны и противопожарный кран на подкачи-
вающий насос двигателя ДЦН-44-ПЗТ. Далее топливо проходит дат-
чик расходомера, топливно-масляный радиатор, топливный фильтр и под
давлением 1,8—2,9 кПсм2 поступает на насос-регулятор НР-30, после
которого под давлением до 60 кПсм2 оно поступает в топливный коллек-
тор с форсунками. Из форсунок топливо впрыскивается в распыленном
состоянии в камеры сгорания двигателя и поджигается искрой запаль-
ных свечей СП-06-ВП.

Герметические кессон-баки самолета служат для хранения запаса
топлива, необходимого при выполнении полета.

Каждая половина крыла представляет собой отсек, образованный
передним и задним лонжеронами, верхней и нижней панелями, нервюра-
ми № 1—25. Для удобства выработки топлива и предотвращения его пе-
ремещений при эволюциях самолета гермоотсек каждой половины кры-
ла разделен герметическими нервюрами № 9 и 15 на три емкости — кес-
сон-баки. Из них два кессон-бака находятся в средней части крыла
(СЧК), а третий — в отъемной части крыла (ОЧК)-

Герметичность отсеков обеспечивается покрытием внутренней поло-
сти кессона тепло-, морозо- и керосиностойкими герметиками на основе
жидких тиоколов У-ЗОМЭС с эпоксидной смолой и УТ-32. Герметизация
кессон-баков крыла производится в процессе его изготовления путем
внутришовного уплотнения элементов конструкции, жгутовой герметиза-
ции по стыкам конструктивных элементов с последующим нанесением
герметика в несколько слоев методом полива. Такой процесс обеспечи-
вает полную герметизацию кессон-баков.

Рис. 7.3. Схема размещения агрегатов топливной системы на двигателе:

2- температурно-разгрузочный клапан; 2 — пожарный кран 768600М;	3 — датчик расходомера

РТСВ-10-8; 4— топлнвно-масляныЙ радиатор; 5 — топливный фильтр; 6 — штуцер для кон-

сервации; 7 — насос-регулятор НР-30; 8 — подкачивающий насос ДЦН-44-ПЗТ
Применение кессон-баков рационально с точки зрения наиболее пол-
ного использования внутренних объемов крыла, существенно увеличило
количество заправляемого топлива, повысило эксплуатационную надеж-
ность системы, снизило вес конструкции топливной системы и затраты
на техобслуживание, а также позволило увеличить ресурс системы.

Самолет Ту-134 — первый пассажирский реактивный самолет в
СССР, на котором топливо полностью размещено в кессоне крыла. В це-
лях расширения диапазона эксплуатационной центровки самолета рас-
ход топлива для питания каждого двигателя производится в четыре
очереди в такой последовательности: I очередь расхода — кессон-бак
№ 3, ПА очередь — кессон-бак № 1, III очередь — кессон-бак № 2 и ПБ
очередь — кессон-бак № 1-

Измерение расхода топлива и его запаса осуществляется системами
РТСВ-10-8 и СЭТС-470А. В процессе полета показатели систем контро-
лируются визуально пилотами по приборам контроля, которые сосредо-
точены на приборных досках пилотов.

Топливопроводы системы выполнены из алюминиевых и стальных
труб. Соединение труб осуществляется муфтами с резино-металлически-
ми уплотнениями, герметичность которых достигается сжатием резино-
вых колец гайками муфт.

Расходный отсек образован стенками нервюр № 3 и 4 крыла, перед-
ним лонжероном и надстройкой задней стенки отсека, отделяющей его
от остальной части кессона. Отсек герметичен со всех сторон и только
верхний срез стенок находится от верхней панели крыла на расстоянии
50—100 мм. Этим обеспечивается при полном заполнении кессон-бака
№ 1 постоянное наличие топлива в расходном отсеке. Емкость расходно-
го отсека достигает 380 л. При значительном снижении уровня топлива в
кессон-баке № 1 топливо в расходный отсек поступает самотеком через
три клапана перелива 3 (рис. 7.4) тарельчатого типа, размещенные в
нижних частях стенок нервюр № 3 и 4. Конструктивное решение расход-
ного отсека обеспечивает размещение подкачивающих насосов ЭЦН-45

Рис. 7.4. Полумонтажная схема размещения основных агрегатов и деталей в рас-
ходном отсеке:

/ — труба для электроприводов питания иасосов ЭЦН-45; 2—подкачивающие насосы ЭЦН-15
3 — клапаны перелива; 4 — сигнализатор давления СДУ2-0.18; 5— сигнализаторы давления
СДУ2Л-0.3;	6 — поплавковые узлы клапанов перекачки; 7 — температурно-погрузочный

клапан; 8 — обратные клапаны; 9, 10, 11 — трубопроводы перекачки топлива из кессон-баков
№ 1 2 и 3; 12 — мембранные узлы клапанов перекачки
Рис. 7.5. Установка перекачи-
вающих насосов ЭЦН-91:

/ — трубопровод к сигнализатору
давления СДУ2А-0.18; 2— выходной
патрубок; 3 — обратный клапан;
4 — трубопровод электропроводки:
5 — монтажный люк; 6 — крышка
клеммной колодки; 7 — траверса
крепления насоса; 8 — кожух-коло-
дец; 9 — электродвигатель; 10 —
трубопровод дренажа и вентиляции
электродвигателя; 11 — уплотни-
тельные кольца

в самой нижней точке кессона, что в итоге позволяет производить пол-
ную выработку запаса топлива.

Расход топлива из кессон-бака № 1 постоянно компенсируется пере-
качкой его из соседних кессон-баков в расходный отсек насосами
ЭЦН-91 согласно запрограммированной очередности выработки.

Кроме двух подкачивающих насосов ЭЦН-45 и трех клапанов пере-
лива, в расходном отсеке каждого кессон-бака № 1 находятся два мем-
бранных 12 и два поплавковых узла 6 клапанов перекачки, к которым
подведены трубопроводы 10 и 11 от насосов ЭЦН-91 кессон-баков № 2 и
3. Узлы 12 и 6 между собой соединены трубками и в целом представляют
клапаны перекачки, причем поплавковый узел является командным, а
мембранный — исполнительным. Для предохранения трубопроводов
перекачки 10 и 11 от избыточного давления вследствие температурного
расширения топлива на трубках, соединяющих узлы 6 и 12, установлены
температурно-разгрузочные клапаны 7. От насосов ЭЦН-45 и кессон-ба-
ка № 1 на передний лонжерон крыла выведены три трубопровода к сиг-
нализаторам СДУ2А-0Д СДУ2-0.18 и трубопровод электропроводки пи-
тания насосов-

Доступ в расходный отсек обеспечен технологическим люком в верх-
ней панели. Крышка люка уплотнена резиновой прокладкой и крепится
винтами и герметичными анкерными гайками.

Люк обеспечивает свободный доступ к агрегатам расходного отсека-
и позволяет производить их замену в эксплуатации при незначительной
затрате времени.

В каждом кессон-баке установлено по два перекачивающих насоса
ЭЦН-91. Установка насосов (рис. 7-5) выполнена в сблокированных ко-
жухах-колодцах 8, которые закреплены к верхней панели кессон-баков
№ 1 и 2 вертикально между нервюрами № 8 и 9, № 14 и 15 соответст-
венно. В кессон-баке № 3 насосы ЭЦН-91 разделены и установлены сле-
дующим образом: один — между нервюрами № 15А и 16, а другой —
наклонно между нервюрами № 23 и 25. Все насосы помещены у заднего
216
лонжерона крыла. Доступ к насосам обеспечен через монтажные люки 5,
которые закрываются крышками с резиновым уплотнением на быстро-
действующих замках-

Верхняя панель полукрыла по размаху имеет съемную часть, которая
является технологической и крепится болтами на герметике. В каждом
кессон-баке на верхней панели установлено по одной заправочной горло-
вине и по четыре люка датчиков системы СЭТС-470А. На нижней пане-
ли выполнены вырезы под насосы ЭЦН-45 и сливные клапаны. Количе-
ство сливных клапанов — четыре: по одному на кессон-бак и расходный
отсек. Все дренажные трубопроводы насосов ЭЦН-91 и датчиков
СЭТС-470А выведены на нижнюю панель. На передней лонжерон выве-
дены трубопроводы электрической проводки насосов ЭЦН-91, датчиков
системы СЭТС-470А и всех сигнализаторов давления. Внутри отсека
крыла проложены трубопроводы от насосов ЭЦН-91 в расходный отсек.
По нервюрам № 1, 15, 25 выполнены технологические люки, закрытые
герметически крышками на болтах.

АГРЕГАТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Подкачивающие насосы ЭЦН-45. В расходном отсеке каждой поло-
вины крыла установлены два перекачивающих насоса ЭЦН-45. Монтаж
насосов выполнен в корпусе с кожухом из алюминиевого сплава (рис.
7-6), закрепленном в проеме нижней панели на переходном фланце.

Насосы ЭЦН-45 называют подкачивающими, так как они подают топ-
ливо из расходных отсеков под давлением р=0,34-1,0 кГ/см2 к подкачи-
вающим насосам ДЦН-44-ПЗТ, установленным на двигателях. Благо-
даря подкачивающим насосам ЭЦН-45 и ДЦН-44-ПЗТ в топливной
системе поддерживается повышенное давление по сравнению с атмос-
ферным, обеспечивающее неразрывность потока топлива на входе в на-
сос-регулятор НР-30. Этим исключается возможность кавитации1 при
полетах на больших высотах. Следовательно, подкачивающие насосы
увеличивают высотность топливной системы.

Установка параллельно двух насосов повышает надежность системы:
при выходе из строя одного из них другой обеспечивает подачу топлива
к двигателю в достаточном количестве.

Насос ЭЦН-45 — центробежного типа, приводится в движение элек-
тродвигателем МГП-350, который работает от сети постоянного тока с
напряжением 27 в Насос — взрывобезопасного типа. Центробежный
узел насоса включает в себя корпус 35, рабочее колесо-крыльчатку 8,
осевое колесо 32, уплотнительную манжету 9. На входе кожуха 18 уста-
новлена защитная сетка 10, которая является фильтром грубой очистки.
Установка осевого колеса 32 перед рабочим колесом улучшает антика
витационные свойства насоса ЭЦН-45, так как оно обеспечивает сниже-
ние относительной скорости движения жидкости на входе в рабочее ко-
лесо вследствие закрутки потока. Топливо через защитную проволочную
сетку 10 поступает во входной канал насоса на осевое колесо, которое
создает подпор перед колесом-крыльчаткой 8. На колесе-крыльчатке за
счет центробежных сил в расширяющихся каналах, образованных ло-
патками крыльчатки, давление топлива повышается до 1 кГ/см2 при
расходе 1 000 л/ч. С этим давлением топливо проходит по кольцевому
каналу И в выходной патрубок с трубопроводом. Двигатель МГП-350

1 Кавитация — образование в жидкости местных областей, в которых происходит
наделение (вскипание) парогазовых пузырьков-кавери с последующим их разрушени-
ем (в результате конденсации паров и смыкания пузырьков), сопровождающимся вы-
сокочастотными гидравлическими ударами с высоким забросом давления.
Рис. 7.6. Установка под-
качивающего насоса

ЭЦН-45:

1 — замок; 2 — шайба; 3 —
винт крепления крыльчатки:
4— крышка корпуса; 5 —
отверстие дренажа и венти-
ляции; 6 — уплотнительные
кольца; 7— дренажный ка-
нал; 8—колесо-крыльчатка;
9—уплотнительная манжета;
10 — защитная сетка; 11 —
кольцевой канал; 12 — упор-
ная шайба; 13 — крепежное
кольцо; 14 — обратный кла-
пан; 15 — трубопровод под-
вода топлива к сигиали што-
ру давления; 16 — штуцер:
17 — выходной патрубок;
18 — кожух насоса; 19 — ко
жух электродвигателя; 20 —
подшипники якоря: 21 —
якорь электродвигателя;
22 — коллектор; 23 — корпус
электродвигателя; 24 — винт
крепления полюсов; 25 — по-
люс:	26 — пакет желе.<«;

27 — обмотка; 28 — контро-
вочный винт; 29 — канал для
проводов; 30 — регулировоч-
ная шайба; 31 — шпонка;
32— осевое колесо (шнек),
W — горловина; 34 — клем-
мная колодка; 35 — корпус

насоса охлаждается через вентиляционные и дренажные каналы. Топ-
ливо, просачивающееся сквозь уплотнение, отводится через дренажный
канал центробежным отражателем. Циркулируемое топливо между ко-
жухом электродвигателя и кожухом корпуса способствует охлаждению
двигателя.

Питание электродвигателей подведено к клеммной колодке 34 па
фланце кожуха. Питающие провода проходят через кессон-бак в дюра-
люминиевой трубке.

Основные технические данные иасоса ЭЦН-45

Мощность электродвигателя ....

Момент на валу ....	....

Скорость вращения вала.	....

Потребляемый ток..................

Производительность прн р=1 кГ/см2
Давление на выходе................

350 вт

5,7 кГсм

6000 об/мин
не более 24 а

2000 л!ч (рис. 7.7)
не менее 0,37 кГ/см2

Насосы ЭЦН-45 пронумерованы номерами № 1 и 2- Отсчет ведется от
продольной оси самолета. Насос № 1 питается от шины постоянного то-
ка 27 в в ЦРП и от СТГ № 3, а насос № 2 —от ЦРП н СТГ № 1. Пре-
дохранители насосов на 30 а помещены в панели генераторов (для на-
соса № 1 — предохранитель МБД № 1, для насоса № 2 — предохрани-
тель МБД № 2).

Перекачивающий насос ЭЦН-91. Центробежные насосы ЭЦН-91
(рис. 7-8) служат для перекачки топлива из кессон-баков в расходный
отсек. Принцип работы насоса ЭЦН-91 не отличается от насоса ЭЦН-45,
по ЭЦН-91 может работать со значительным падением давления на
всасывании, т. е. в области кавитации на входе.

В каждом кессон-баке устанавливается по два насоса ЭЦН-91. Они
размещаются в литых кожухах, закрепленных в верхней панели крыла.
218
Этим повышается надеж-
ность системы. В случае от-
каза одного насоса второй
насос обеспечивает доста-
точную производительность
подачи топлива в расходный
отсек. Насосы устанавлива-
ются через люк в верхней
панели и фиксируются с
помощью траверсных при-
жимов. Электродвигатель в
полости кожуха герметизи-

Рис. 7.7. Наземные характеристики насоса ЭЦН-45 РУетСЯ тремя рядами уплот-
на топливе Т-2 при 1=20°±10°С; Ц=27 в нений.

Нижний обрез кожуха
насоса находится в самой нижней точке кессон-бака, поэтому
крыльчатка насоса постоянно находится в топливе. Топливо от
осевого колеса насоса поступает под напором в рабочее колесо-
крыльчатку, затем в расширяющийся спиральный канал в корпусе
насоса и через обратные клапана в корпусе кожуха выходит в трубо-
провод, ведущий к мембранному узлу клапана перекачки (см. рис. 7.4) в
расходном отсеке- Топливо поступает в расходный отсек до срабатыва-
ния поплавкового клапана, который закрывает мембранный узел. Мем-
бранные узлы установлены только на трубопроводах I и III очередей.
Для предотвращения возврата топлива из трубопроводов в колодцах
насосов ЭЦН-91 установлены обратные клапаны. Электропровода пи-
тания к электродвигателям подводятся по трубкам к клеммам, располо-

женным внутри кожуха насосов.

Для совмещения выходного отверстия насоса ЭЦН-91 с входным от-
верстием трубопровода в корпусе кожуха на верхнем торце насоса
ЭЦН-91 наносится широкая желтая линия, которая при установке

Рис. 7.8. Перекачивающий насос
ЭЦН-91:

1	— уплотнительные . кольца: 2 — рабочее
колесо-крыльчатка; 3 — регулировочные
шайбы; 4—крышка насоса; 5 — гайка;
6 — штуцер дренажа и вентиляции; 7 —
дренажный канал; 8 — манжета; 9 — вал
электродвигателя; 10 — колодец насосов;

11	— корпус электродвигателя; 12— дре-
нажные каналы; 13—выступ упора; 14 —
поворотная траверса; 15 — винт крепления;

16 — трубопровод электропроводки; 17 —
болт крепления обратного клапана; 18 —
корпус обратного клапана; 19 — выходной
патрубок; 20 — тарелка клапана; 21 — тру-
бопровод подвода топлива к СДУ2-018:
22 — дренажная полость; 23 — установоч
ный штифт; 24 — топливная магистраль;
25—шпоика; 25—осевое колесо (шиек);

27 — входная горловина
насоса обязательно совмещается с линиями на выступе колодца кожу-
ха. Доступ к насосу ЭЦН-91 закрыт литой крышкой с резиновым уп-
лотнением, закрепленной быстродействующими замками.

Управление перекачивающими насосами осуществляется автоматиче-
ски с помощью системы автоматического расхода топлива СЭТС-470А
Предусмотрено также ручное управление насосами соответствующей
очереди расхода выключателями ВГ-15К и 2ВГ-15К, расположенными
на верхнем электрощитке пилотов.

Основные технические данные насоса ЭЦН-91

Мощность электрического двигателя .	,	100 вт

Момент на валу . .	....... ...	1,4 кГсм

Скорость вращения .	....	.....	7000 об!мин

Потребляемый ток........................... не более 8 а

Производительность (прн р=0,4 кГцм2) . .	3600 л/ч (рис. 7. 9)

Давление на выходе........................... не менее 0.3 кГ1см2

Перекачивающие насосы в кессон-баках пронумерованы в такой пос-
ледовательности: № 3 и № 4 — в кессон-баке № 3 (I очередь), № 5 и
№ 6 — в кессон-баке № 1 (ПА и ПБ очереди), №7 и № 8 —в кессон-
баке № 2 (III очередь). Отсчет ведется от продольной оси самолета.

Топливный фильтр (рис. 7-10) предназначен для фильтрации топли-
ва, поступающего в насос-регулятор двигателя из кессон-баков. Уста-
новлен фильтр в питающей магистрали за топливно-масляным радиа-
тором.

Рис. 7.9. Наземные характеристики на-
соса ЭЦН-91 на топливе Т-1 при
/ = 20°±10°С; U=27 в

Рнс. 7.10. Топливный фильтр:

/ — входной патрубок; 2 — фильтрующий па-
кет ; J — сердечник; 4 — гайка; 5 — перепуск-
ной клапан; 6 — корпус; 7 — крышка фильтра;

8 — затяжной винт; 9 — траверса

Фнльтр состоит из двух фильтрующих пакетов 2, заключенных в кор-
пус из алюминиевого сплава, которые в свою очередь набраны из филь-
трующих элементов, насаженных на сердечник 3 и стянутых гайкой 4.
Пакет смонтирован на крышке 7 корпуса так, что при установке крышки
на место и затяжке ее винтом 8 через траверсу 9 пакет со своим сердеч-
ником прижимается пружиной к гнезду в корпусе.

На случай засорения фильтрующих пакетов в корпусе фильтра пре-
дусмотрен перепускной клапан 5, который при перепаде давления выше
0,4 кГ/см2 открывается и перепускает топливо в выходной патрубок, ми-
нуя фильтрующие пакеты. Корпус фильтра смонтирован в пилоне гондо
220
Основные технические данные фильтра

Размер фильтрующей сетки........

Площадь фильтрующей поверхности . .

Испытательное давление корпуса . .

Тарировочное давление перепускного клапана

20—25 мк

4000 см1

10 кГ/см2
0.4-11,05 кГ!см2

лы двигателя. Для подхода к нему имеется люк в пилоне, закрытый
крышкой с быстродействующими замками.

Сигнализаторы давления типа СДУ предназначены для контроля ра-
боты насосов ЭЦН-45 и ЭЦН-91

Рис. 7.11. Сигнализатор давле-
ния типа СДУ:

1	— штуцер входа топлива:

2	— штепсельный разъем;

3	— клрпус: 4 - заглушк?

5 — штуцер «Атмосфера»

Сигнализатор давления (рис. 7.11) представляет собой электрогнд-
равлическое реле, чувствительным элементом которого является мемб-
ранная коробка. Принцип действия сигнализатора основан на функцио-
нальной зависимости между изменяющимся давлением в системе и
упругими деформациями чувствительного элемента При изменении дав
ления топлива мембранная коробка деформируется и через шток дейст-
вует на микровыключатель, вмонтированный в общий корпус сигнали-
затора.

Работа подкачивающих насосов ЭЦН-45 и № 1 и № 2, размещенных
в расходном отсеке, контролируется сигнализаторами СДУ2А-0.3, уста-
новленными на лонжероне № 1 у нервюры № 3 крыла. Доступ к ним
осуществляется через верхние люки в носке крыла.

При включении насосов ЭЦН-45 и создании давления 0,3 кГ1см2
срабатывает микровыключатель'и замыкает электрическую цепь сиг-
нальных ламп СЛМ-61 «Расход, бак 1 и 2» с зеленым светофильтром на
верхнем электрощитке пилотов (см- рис. 7.30).

Работа перекачивающих насосов ЭЦН-91 № 3, 4, 5, 6, 7 и 8 контро-
лируется сигнализаторами СДУ2-0.18, которые аналогичны СДУ2А-0.3,
но отличаются давлением срабатывания Когда давление за насосом
ЭЦН-91 превышает 0,18 кГ)см-, сигнализатор замыкает цепь лампы
СЛМ-61 с зеленым светофильтром на верхнем электрощитке пилотов.
Если происходит падение топлива за насосом, сигнализатор СДУ2-0Д8
разрывает электрическую цепь сигнализации лампы и цепь питания на-
соса ЭЦН-91 (при ручном управлении цепь питания насоса необходимо
отключать вручную). Каждый насос ЭЦН-91 имеет свой сигнализатор
СДУ2-0Д8 и сигнальную лампу, пронумерованную на щитке номером
насоса и очереди выработки топлива. Порядок расположения ламп со
ответствует порядку расположения групп очередности выработки топли-
ва в отсеках крыла.

На лонжероне № 1 крыла у сигнализатора СДУ2А-0,3 контроля рабо-
ты насосов ЭЦН-45 (см. рис. 7.4) установлен сигнализатор СДУ2-0Д8
(4). Этот сигнализатор отключает перекачивающие насосы ЭЦН-91 I и
III очередей при переполнении топливом кессон-бака № 1 и повышении
давления в нем вследствие неисправности клапанов перекачки Сигнали
заторы насосов ЭЦН-91 № 3 и 4, 7 и 8 расположены на лонжероне № 1
крыла у нервюр № 15, 17 и 22. Для подхода к ним имеются лючки в
носке крыла. Сигнализаторы давления СДУ2А-0Д8 насосов ЭЦН-91 № 5
и 6 установлены на верхней панели крыла и закрыты съемным верхним
обтекателем гондолы шасси. В нем имеется люк для доступа к сигнали-
заторам-

Питаются сигнализаторы давления от шины аккумулятора через
АЗС-2 на левой панели АЗС.

Основные данные сигнализатора давления СДУ2А=0,3

Рабочее давление в системе.............................. до 2 кПсм2

Давление срабатывания сигнализатора..................... 0,3	»

Погрешность срабатывания сигнализатора .	.......... ±5% от давления

срабатывания

Величина перегрузочного давления........................ 4,8 кГ/см2

Динамическая камера сигнализатора герметична при давле-
нии ............................•....................... 4,8	»

Основные данные сигнализатора давления СДУ2А-0.18 такие же, как и
СДУ2А-0.3, только давление срабатывания равно 0,18 кГ/см2.

Топливные перекрывные краны 768 600М. В магистралях топливной
системы установлены три крана 768 600М. Два пожарных крана
768600М предназначены для перекрытия подачи топлива к двигателям в
аварийных случаях и на стоянке, а третий (кран кольцевания 768600М)
является краном перекрестного питания. Первые два крана установлены
в нижних частях воздухозаборников гондолы двигателей. Для подхода
к ним имеются эксплуатационные люки- Третий кран размещен в ниж-
ней части фюзеляжа за центропланом. Для подхода к нему имеется люк
с легкосъемной крышкой.

Перекрывной кран 768 600М (рис. 7.12) работает по принципу обык-
новенной заслонки, имеющей два рабочих положения «Открыт» и «За-
крыт». Приводом заслонки является электродвигатель ЭПВ-150М, кото-
рый, вращая вал 5, поворачивает посаженный на шлицевый вал поводок

Рис. 7.12. Топливный перекрывной кран
768600М-

1 — шпильки; 2 — электродвигатель; 3 — кор-
пус; 4— крышка; 5 — шлицевый вал; 6 — по-
водок; 7 — игольчатый подшипник; 8 — за-
слонка; 9. 10, 1! — уплотнительные кольца

6 с заслонкой 8, открывая или пере-
крывая отверстие во фланце корпу-
са. В закрытом положении заслон-
ка уплотнена резиновым кольцом 9,
что исключает утечку топлива при
рабочем давлении в трубопроводе.
Крепится кран к трубопроводу че-
тырьмя шпильками.

Управление кранами осуществ-
ляется переключателями ППГ-15Кс
предохранительными колпачками,
размещенными на верхнем электро-
щитке пилотов. Переключатели и
колпачки имеют два рабочих поло-
жения — «Открыт» и «Закрыт». В
нормальных условиях работы оба
пожарных крана открыты, кран пе-
рекрестного питания — закрыт. При
достижении заслонкой крайних по-
ложений электромеханизм автомати-
чески отключается концевыми вы-
ключателями, вмонтированными в
механизме, при этом замыкается
электроцепь сигнализации. В поло-
жении «Открыт» горит лампа
СЛМ-61 с зеленым светофильтром, в
положении «Закрыт» лампа гаснет.
Открытое положение крапа пере-
крестного питания сигнализируется
лампой СЛМ-61 с красным светофильтром. Лампы расположены над
соответствующими переключателями кранов.

Цепи электроуправления подключены к шине питания приборов от
аккумуляторов при обеспеченной сети и защищены автоматами защи-
ты АЗС-5, расположенными на левой панели АЗС.

Для подхода к кранам имеются люки, закрытые крышками на
винтах.

Основные технические данные крана 768600 М

Время закрытия.................... ................. не более 3 сек

Рабочее давление при закрытом кране................. до 8 кГ/см2

«	»	» срабатывании.................. до 4	»

Напряжение питания электромеханизма............... 27±'2,7 в

Утечка топлива вследствие негерметичности крана . не допускается

Температура рабочей и окружающей среды.............. от —60°С до

+80°С

Сливной кран № 606 200 (рис. 7.13) служит для слива топлива из
топливной системы с помощью насосов ЭЦН-45. Кран 8 (см. рис. 7.2)
установлен на питающем трубопроводе каждого двигателя в зоне цент-

Рис. 7.13. Сливной кран 606200	Рис. 7.14. Клапан слива топлива

J—входной штуцер с седлом; 2—шайба; .7—	/ — корпус с седлом; 2 — пружина; 3-

клапан; 4 — корпус с патрубком; 5 — винт;	клапан; 4 — уплотнение

6 — трещотка; 7 — пружина; 8 — рукоятка

роплана у шпангоута № 33 и крепится на трубопроводе посредством
резьбового соединения. Для подхода к кранам на обшивке надстройки
посадочного щитка имеются лючки с легкосъемными крышками. Откры-
вается кран вращением ручки крана, снабженной трещоткой и пружи-
ной. Для этого необходимо предварительно оттянуть ручку, прижатую
пружиной, вывести из зацепления зубья трещотки и лишь после этого
можно ее вращать. Трещотка предотвращает самопроизвольное откры-
тие крана. Его герметичность обеспечивается установкой резиновой
шайбы.

Основные технические данные крана № 606200

Рабочее давление.............................. до	2 кГ/см2

Диаметр проходного отверстия .	30 мм

Сливной кран № 600 400М — клапанного типа, помещен на топливном
фильтре и крепится на нем посредством резьбового соединения Откры-
вается кран нажатием рукоятки. В закрытом положении рукоятка удер-
живается пружиной.

Основные технические данные крана № 500400М

Рабочее давление............................ до	4 кПсм2

Диаметр проходных отверстий ......	8 мм

Клапан слива топлива. В топливной системе имеется восемь клапа-
нов (рис. 7.14), предназначенных для слива топлива из кессон-баков са-
мотеком Клапаны расположены в нижних точках каждого кессон-бакаи
крепятся к нижней панели кессона. Топливо сливается с помощью нако-
нечников сливного шланга, закрепленного за выступы клапана. При
Рис. 7.15. Обратный клапан:

1 — корпус; 2—пружина; 3 — рычаг; 4—
тарелка клапана с резиновой шайбой; 5—
патрубок; 6 — резиновое кольцо

Рис. 7.16. Клапан перелива топлива:

1 — болт; 2 — уплотнительное кольцо; 3 — тарел
ка клапана с резиновой шайбой; 4 — корпус

этом подвижная часть клапана перемещается вверх штырем наконечни-
ка сливного шланга и открывает выход топливу.

Обратные клапаны насосов ЭЦН-45 (см. рис. 7.4) и ЭЦН-91 (см.
рис. 7.5) исключают перетекание топлива из трубопровода в бак при от-
казе насосов.

Обратный клапан насоса ЭЦН-45 установлен на выходном патрубке
кожуха насоса. Клапан—тарельчатого типа (рис. 7.15). Тарелка клапана
закреплена в верхней части шарнирно и уплотнена резиновой шайбой.
В закрытом положении клапан удерживается собственным весом и
пружиной 2. Заменяют клапан через технологический люк расходного
отсека.

Обратный клапан насоса ЭЦН-91 установлен в выходном канале ко-
жуха. Конструкция клапана насосов ЭЦН-91 такая же, как и клапана
насоса ЭЦН-45, только плоскость тарелки размещена горизонтально.
Заменяют клапаны насосов ЭЦН-91 через колодцы в кессон-баках
крыла.

Клапаны перелива топлива (рис. 7.16). Через эти клапаны топливо из
основной емкости кессон-бака № 1 может поступать в расходный отсек
самотеком. В каждом расходном отсеке установлены три клапана (см.
рис. 7.4): два — со стороны центроплана и один — со стороны консоли
крыла. Клапан — тарельчатого типа. Тарелка клапана прижимается к
седлу под действием собственного веса и столба топлива в отсеке. Кре-
пится клапан к стенке расходного отсека болтами. Подход к нему осу-
ществляется через технологический люк расходного отсека. Тарелка кла-
пана открывается внутрь отсека и таким образом при эволюциях само-
лета отсек постоянно заполнен топливом-

Температурно-разгрузочные клапаны (рис. 7.17) установлены на
участках между пожарными кранами 768600М и насосами-регуляторами
НР-30, пожарными кранами и обратными клапанами насосов ЭПН-45
(см. рис. 7.1) и в клапанах перекачки (см. рис. 7.4). Клапаны—пружинно-
го типа, служат для предохранения трубопровода питающей магистрали
насоса-регулятора НР-30 от избыточного давления. Возникновение из-
быточного давления возможно вследствие температурного расширения
топлива при неработающей топливной системе и закрытом пожарном
кране 768600М. Клапаны оттарированы на избыточное давление 1,4—
1,65 кГ1см2. При достижении давления топлива внутри трубопровода до
указанных величин подвижной клапан 4 (см. рис. 7.17) перемещается
и топливо перепускается через обводную трубку мимо крана 768600М в
магистраль трубопровода от насосов ЭЦН-45-

Крепление клапанов в обводных трубках выполнено с помощью
резьбового соединения. Подход к клапанам возможен через монтажные
люки подхода к крану 768600М и люк в расходном отсеке
224
Рис. 717. Температурно-разгрузочные клапаны:
1 — крышка со штуцером; 2 — уплотнительное кольцо; 3— пружина; 4 — клапан с прокладкой;

б — корпус

Температурно-разгрузочный клапан 7 (см. рис. 7.4) установлен на
участке между обратными клапанами насосов ЭЦН-91 и клапаном пере-
качки- Клапан установлен в магистрали, связывающей поплавковый и
мембранный узел клапана перекачки топлива из кессон-баков № 2 и 3, и
прикреплен к корпусу поплавкового узла. Пружина, работающая на
отжиме, оттарирована на избыточное давление 1,2—1,5 кПсм2.

Клапан перекачки топлива. В каждом расходном отсеке установлено
по два клапана перекачки, которые ограничивают уровень топлива, в
кессон-баке № 1 при подаче его из кессон-баков № 2 и 3. Клапан состо-
ит из двух узлов — мембранного и поплавкового (рис. 7-18).

Мембранный узел клапана расположен внутри расходного отсека и
состоит из мембраны 5 с крышкой 3 и пружиной 4. В крышке имеется
отверстие-жиклер 2, через который топливо поступает в трубопровод 12,
соединяющий надмембранную полость с поплавковым узлом. Поплавко-
вый узел установлен (см. рис. 7-4) на стенке расходного отсека кессон-

8

ПоЬлаВмбый узел

Рис 7.18. Клапан перекачки:

1 — корпус с патрубком; 2 — жик
лер; 3 — крышка мембраны* 4 —
пружина; 5 — мембрана; 6 — темпе-
ратурно-разгрузочный клапан, 7 —
корпус; 8 — поплавок; 9 — кожух;

10 — клапан 11 — уплотнительное
кольцо; /2 — трубопровод

8—3030


5	бака № 1 и закреплен двумя

болтами со стороны отсека.
Он состоит из поплавка 8 и
клапана 10 (см- рис. 7.18).

Клапан перекачки работает
следующим образом. Топливо
от насосов ЭЦН-91 поступает
по трубопроводу в корпус 1 к
мембранному узлу. Мембрана
5 под давлением топлива при-
поднимается и перепускает
топливо в расходный отсек.
Одновременно топливо прохо-
дит через жиклер 2 в надмем-

Рис. 7.19. Заливная горловина:	бранную полость и далее по

I—	клапан; 2— пружина; 3 — корпус; 4 шарик;

5 — кнопка: 6 — пробка; 7 — трубка	трубке СЛИВЭСТСЯ ЧСрСЗ КЛЗ-

пан 10 поплавкового узла в
кессон-бак, если в нем уровень топлива ниже предельного. При достиже-
нии этого уровня поплавок 8, поднимаясь, перекрывает клапаном 10
слив топлива из надмембранной полости в кессон-бак. В результате в
трубке и надмембранной полости резко нарастает давление топлива-
Этим давлением и усилием пружины мембрана преодолевает давление
потока топлива, поступающего от насосов ЭЦН-91, опускается наседлои
прекращает дальнейшую перекачку его в кессон-бак.

Заливная горловина (рис. 7.19) каждого кессон-бака состоит из кор-
пуса и патрубка. При нажатии на кнопку 5 шарики 4 выходят из про-
точки в корпусе и пробка под действием пружины 2 выталкивается за
обшивку. Чтобы закрыть горловину бака, необходимо одной рукой (паль-
цем) нажать на кнопку, а другой вставить пробку заподлицо с обшив-
кой. При отпускании кнопки шарики заходят в паз, запирая пробку.
В открытом положении пробка удерживается цепочкой, закрепленной к
корпусу- В нижней точке корпуса горловины имеется штуцер, соединен-
ный с трубкой 7, выведенной за обшивку крыла. По трубке сливается
попавшая в горловину дождевая вода и излишек топлива.

Штуцер консервации топливной системы двигателя предназначен для
подсоединения приспособления консервации топливной системы двига-
теля. Он установлен на питающем трубопроводе между фильтром топ-
ливной системы и насосом-регулятором НР-30.

ДРЕНАЖНАЯ СИСТЕМА

Дренажная система предназначена для сообщения внутренних поло-
стей кессон-баков с атмосферой с целью поддержания внутри их давле-
ния, обеспечивающего надежное питание двигателей топливом, заправ-
ку топливом и его слив. Скоростной напор воздуха, поступающий в за-
борник, размещенный в корне крыла, обеспечивает повышенное давле-
ние в кессон-баках- Оно предотвращает создание отрицательного давле-
ния в кессон-баках во время изменения высоты полета, уменьшает испа-
рение топлива и повышает высотность топливной системы. При заправ-
ке кессон-баков топливом под давлением дренажная система обеспечи-
вает свободный выход из них воздуха, предотвращая деформацию кры-
ла.

Дренажная система самолета Ту-134 — открытого типа. Она обеспе-
чивает раздельное сообщение кессон-баков левой и правой половин кры-
ла с атмосферой при различных положениях самолета. Дренажная сис-
тема кессон-баков каждой половины крыла (рис. 7-20) состоит из дюра-
люминиевых труб различных сечений, расположенных по размаху кры-
226
двумя
отсека,
а 8 и
8).

зботает
опливо
зтупает
ус 1 к
мбрана
за при-
зускает
отсек.

прохо-
адмем-
зее ,по
зз кла-
/зла в
>стиже-
ном 10
?ате в
эплива-
.вление
седло и

из кор-
из про-
зтся за
(паль-
обшив-
зробку.
иной к
'динен-
звается

зен для
двига-

>м топ-

Рис.

1 — дренажные бачки;

7.20 Дренажная система топливных кессон-баков:

2 — заборники атмосферного воздуха; 3 — трубопровод; 4, 5, 6 — трубопро
воды дренажа кессон-баков № 1, 2 и 3

ла, с вводом их в каждый кессон-бак. Заканчивается она петлей между
шпангоутами № 27 и 28 фюзеляжа. В верхней части петли установлен
бачок 1 емкостью 3,5 л, к которому подходит трубопровод от заборника
2, расположенного в носке зализа крыла. Петля и бачок предотвращают
выброс топлива через заборник и перетекание его из одного кессон-бака
в другой при различных положениях самолета. Труба, соединяющая кес-
сон-бак № 3 с бачком, проходит по переднему лонжерону крыла и внутри
кессон-бака № 2- На участке от бачка до нервюры № 9 крыла труба име-
ет диаметр 32X30 мм, далее она имеет диаметр 27X25 мм. Соединение
труб между собой осуществляется резино-металлическими соединениями

СИСТЕМА ЗАПРАВКИ САМОЛЕТА ТОПЛИВОМ ПОД ДАВЛЕНИЕМ
(ЦЕНТРАЛИЗОВАННАЯ ЗАПРАВКА]

< поло-
давле-
заправ-
й в за-
давле-
давле-
т испа-
щправ-
еспечи-
ю кры-

обеспе-
ш кры-
ая сис-
дюра-
у кры-

Заправка кессон-баков левой и правой половин крыла производится
через одну горловину — приемник топлива 5 (рис. 7.21), расположенную
на переднем лонжероне правой половины крыла. Применение заправки
топлива под давлением имеет следующие эксплуатационные преимуще-
ства перед открытой заправкой:

1)	время заправки сокращается до 18 — 20 мин при производитель-
ности Q = 1 200 л!мин и давлении р=4,5 кГ/см2, что очень важно для са-
молетов с большими емкостями кессон-баков;

2)	сокращается обслуживающий персонал;

3)	исключается возможность попадания в баки влаги, посторонних
предметов и пыли;

4)	можно заправлять самолет от заправочных колонок без использо-
вания топливозаправщиков;

5)	исключается возможность пролива топлива;

6)	улучшаются условия пожарной безопасности, поскольку у прием-
ных устройств исключено скопление взрывоопасных паров;

7)	нет необходимости использовать дополнительное наземное обору-
дование (стремянки, лестницы и т. д.);

8)	обеспечивается охрана труда, нет необходимости подниматься на
крыло самолета.

8*	227
Рис. 7.21. Система централизованной
заправки топливом:

/ — трубопроводы; 2— заправочные электро-
магнитные клапаны кессон-баков; 3 — трубо-
провод к поплавковому клапану; 4 — поплавко-
вые клапаны; 5 — заправочная горловина —
приемник топлива

Наряду с этими преимуществами этот способ заправки имеет и недо-
статки:

1)	усложняется оборудование топливной системы и увеличивается
вес конструкции;

2)	увеличивается возможность отказа топливной системы, так как
больше агрегатов;

3)	невозможно заправить кессон-баки под пробку (самолет оказы-
вается недозаправленным на 250—300 кГ).

Заправочная горловина системы имеет общий электромагнитный
кран (магистральный клапан), перекрывающий подачу топлива во все
кессон-баки. От горловины топливо подается по трубопроводам Д кото-
рые входят в кессон-баки. В заправочной линии каждого кессон-бака
предусмотрен заправочный электромагнитный 2 и поплавковый 4 кла-
паны.

В систему заправки входят блоки заправки БАС-52А-63, датчики за-
правки Д31-2; Д31-7 и переключатель вариантов заправки ПГ-ЗА из
комплекта топливомера СЭТС-470А. Система обеспечивает три варианта
заправки: полную «П», среднюю «С» и минимальную «М». Управление
системой заправки топливом сводится к ручному открытию и автомати-
ческому закрытию заправочных клапанов с включением световой сигна-
лизации открытого положения этих клапанов. Система включается пере-
ключателем 8 2В-200К (рис. 7.22) на щитке заправки топливом. При
этом выключатели правого и левого топливомеров устанавливаются в
положение «Включено», так как питание системы заправки сблокирова-
но с включением топливомеров.

Заправочные клапаны кессон-баков открываются вручную выключа-
телями на щитке заправки топлива, а закрываются автоматически сиг-
налами с блоков заправки или вручную. Открытое положение запра-
вочных клапанов сигнализируется лампами СЛМ-61 с зеленым свето-
фильтром—по одной на каждый клапан. Система заправки обеспечива-
ет подачу топлива одновременно в каждый кессон-бак или раздельно
при любом из трех заданных вариантов.

Вариант заправки устанавливается переключателем ПГ-ЗА (6), рас-
положенным на щитке заправки топлива.
При варианте полной заправ-
ки топливной системы заполня-
ются топливом все кессон-баки —
13 200 кГ, при средней п мини-
мальной — кессон-баки № 1 и 2
заполняются не полностью —
10 000 и 7 200 кГ соответственно,
а кессон-бак №3 остается пустым.

Горловина, приемник топлива
и общий заправочный клапан
(общий кран) системы централи-
зованной заправки топливом под
давлением (рис. 7.23) объедине-
ны в один агрегат. В нижней ча-
сти корпуса горловины размещен
обратный клапан, который герме-
тично закрывает горловину, а в
верхней части — общий заправоч-
ный клапан, обратный клапан и
заглушки. Присоединительный
фланец заправочной горловины
выполнен по норме 208АТ, соот-
ветствующей международной.

Общий заправочный клапан
(кран) состоит из поршня 8 с
жиклером 9, перепускного кла-
пана 7, пружин и электромагни-
та 5.

Перед заправкой самолета
топливом крышка 14 снимается и
штуцер топливозаправщика при-
соединяется к горловине, входя в
выступы фланца горловины. Од-
новременно толкатель шланга
топливозаправщика отжимает
обратный клапан и соединяет
внутреннюю полость горловины
со шлангом заправщика.

Заправочный клапан открыва-
ется следующим образом. При
включении выключателя «Общий
кран» на щитке централизован-
ной заправки срабатывает элек-
тромагнит, который открывает пе-
репускной клапан 7. Топливо, по-
ступающее под давлением, отжи-
мает поршень 8 и проходит в ма-
гистральный топливопровод. Од-
новременно топливо через жик-
лер 9 поступает во внутреннюю
полость поршня, из которой по
каналу 4 в корпусе горловины
сливается в топливопровод. Об-
щий заправочный клапан закры-
вается вручную выключателем
«Общий кран» или автоматически
по сигналу датчика заправки
ДЗ-1 в любом из кессон-баков.

Рис. 7.22. Щиток заправки топливом:

1 — выключатели заправочных клапанов; 2— лам-
пы сигнализации открытого положения заправоч-
ных клапанов; 3 — лампа сигнализации открытого
положения общего клапана заправки; 4 — выклю-
чатель общего крана; 5 — щнток, 6 —переключа-
тель вариантов заправки; 7 — лампа сигнализа-
ции включения системы заправки; 8 — переклю
чатель включения системы заправки

Рис. 7.23. Горловина централизованной
заправки:

1 — корпус; 2 — обратный клапан; 3 — выходные
патрубки; 4 — канал; 5 — электромагнит; 6 — штск
электромагнита; 7 — перепускной клапан; 8— пор-
шень; 9 — жиклер; 10 — заглушка; 11 —пружина;

12 — обратный клапан; 13 — фланец; 14 — крышка
Через горловину возможен отсос топлива из кессон-баков при пере-
ключении насосов на топливозаправщике на режиме отсоса. Топливо
при этом отсасывается через верхний обратный клапан.

Электропитание к электрокрану заправочной горловины подводится
от РК на шпангоуте № 15 через предохранитель на 5 а, выключатель

Рис. 7.24. Заправочный клапан
кессонбака:

/ — входной патрубок; 2—игла

3 — жиклер: 4 — поршень; 5 — пру-
жина; 6—перепускной клапан;

7 — шток электромагнита: 8 — ре-
зиновое уплотнение; 9 — электро-
магнит; 10 — выходной патрубок;
11 — трубопровод к поплавковому
клапану; 12 — поплавок; 13 — золот
никовый клапан

Рис. 7.25. Установка датчика топливо-
мера, датчика заправки и поплавко-
вого клапана:

1 — корпус коробки датчиков; 2 — съемная крыш-
ка для подхода к поплавковому клапану; 3 —
труба подвода электропроводки к датчикам; 4 —
пробка для проверки срабатывания поплавка;

5 — съемная крышка; 6 — трубка слнва конденса-
та из коробки; 7 — датчик топливомера; 8 — ко-
жух поплавкового клапана; 9— гнездо поплав-
кового клапана; 10 — датчик заправки

2В-200К включения системы заправки и выключатель ВГ-15 на щитке
заправки топливом.

Демонтаж и монтаж горловины производится при снятом носке
крыла.

Заправочный клапан (рис. 7.24) каждого кессон-бака предназначен
для прекращения подачи топлива как вручную (при помощи выключа-
теля на щитке заправки), так и автоматически от датчика заправки.
Клапан состоит из поршня 4 с жиклером 3, иглы 2, перепускного клапа-
на 6, электромагнита 9 и других деталей.

Клапан работает следующим образом. При включении выключателя
ВГ-15 (см. рис. 7.22, поз. /) на электромагнит подается напряжение 27 в
от РК на шпангоуте № 15 через предохранитель на 5 а и выключатель
2В-200К включения системы заправки. Электромагнит срабатывает и
открывает перепускной клапан. Топливо, поступающее в трубо-
провод заправки под давлением, отжимает поршень и проходит в
кессон-бак. Одновременно топливо через жиклер 3 (рис. 7.24) поступает
во внутреннюю полость поршня, из которой по каналу в корпусе клапана
230
и трубопроводу 11, соединяющему клапан заправки с поплавковым кла-
паном, сливается в бак. При заполнении бака до определенного уровня
по сигналу датчика заправки электромагнит обесточивается, клапан за-
правки закрывается, прекращая подачу топлива в кессон-бак. В случае
отказа электромагнита или автоматики, обеспечивающей его выключе-
ние, заправочный клапан прекращает подачу топлива в кессон-бак с по-
мощью поплавкового клапана. Поплавковый клапан при более высоком
уровне топлива в баке отсекает слив топлива через трубопровод 11 в
кессон-бак. В случае отказа электромагнита или автоматики, обеспечи-
вающей его выключение, заправочный клапан прекращает подачу топли-
ва в кессон-бак с помощью поплавкового клапана.

При этом внутри поршня клапана заправки давление топлива повы-
шается, суммируется с усилием пружины и отжимает поршень в закры-
тое положение, в результате подача топлива в кессон-бак прекращается.

Поплавковый клапан (рис. 7.25) установлен в общей коробке с дат-
чиками 10 заправки на верхней панели крыла. Конструкция и принцип
его работы аналогичны ранее рассмотренным поплавковым устройствам.

Для демонтажа клапана необходимо снять крышку 5 лючка датчи-
ка заправки, внутреннюю крышку, а затем и сам клапан (при этом не-
обходимо следить, чтобы в кессон-бак не попадали посторонние пред-
меты) .

При полной заправке выдачу сигналов на закрытие заправочных кла-
панов обеспечивают датчики заправки Д31-7 (44) (рис. 7.26) кессон-ба-
ков № 1 и 2. Этот сигнал образуется при достижении уровня топлива
75 мм от фланца датчика. Закрытие заправочного клапана кессон-бака
№ 3 осуществляет датчик Д31-2 при достижении уровня топлива 55 мм
от фланца датчика.

При средней заправке кессон-бак № 2 заполняется до уровня сраба-
тывания сигнализатора Д31-7 — 75 мм от фланца, а кессон-бак № 1 до
уровня срабатывания сигнализатора датчика топливомера № 1 —200 мм
от фланца датчика.	,

При минимальной заправке кессон-бак № 2 заправляется до уровня
срабатывания сигнализатора Д31-7 —75 мм от фланца, кессон-бак № 1
до уровня срабатывания сигнализатора датчика топливомера № 1 —
370 мм от фланца датчика.

Кессон-бак № 3 в среднем и минимальном вариантах заправки топ-
ливом не заправляется.

Датчики заправки Д31-2 и Д31-7 имеют два сигнализатора уровня —
нижний и верхний. У датчика Д31-2 нижний сигнализатор срабатывает
при уровне топлива 55 мм от фланца датчика, а верхний—при уровне
20 мм от фланца датчика. У датчика Д31-7 нижний сигнализатор сра-
батывает при уровне топлива 75 мм от фланца датчика, а верхний — при
уровне 40 мм от фланца датчика. Нижний сигнализатор уровня управ-
ляет закрытием кессонных клапанов, а верхний используется для закры-
тия общего (магистрального) клапана в случае переполнения топливом
одного из кессон-баков (при отказе нижнего сигнализатора)- При этом
сигнальные лампы на щитке заправки гаснут.

Таким образом, для предохранения кессон-баков от переполнения
топливом в случае незакрытия заправочных клапанов в системе допол-
нительно предусмотрено автоматическое закрытие заправочных клапа-
нов с помощью поплавковых клапанов и автоматическое прекращение
подачи топлива в систему, которое осуществляется закрытием общего
(магистрального) клапана по сигналу верхнего уровня сигнализатора
датчика заправки.

Для контроля за заправкой на приборной доске правого пилота уста-
новлена лампа СЛМ-61 с красным светофильтром и с трафаретом «Идет
заправка», которая загорается при включении выключателя 2В-200К на
щитке заправки.
Рис. 7.26. Принципиальная электросхема управления топливной системой левых
/ — сигнализаторы давления СДУ2-0,18 отключения перекачивающих насосов № 3, 4, 7 п S
и 4 (I очередь); 3—выключатель ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 5, 6
(III очередь); 5 — выключатель сигнализации работы топливных насосов АЗС-2; 6—контактор
раторов); 7— реле ТКЕ52ПД блокировки переключения топливных насосов на стартер-ген ер аторы
перекачивающими насосами шнны № 1 на шнну № 2 (РК коммутации); 9 — контактор ТКД511ДТ
контактор ТКД511ДТ переключения насосов № 2 и 6 на питание от аккумуляторной шины при
ключення насосов №2 и 6 иа аккумуляторную шину при запуске двигателей в воздухе
УТД-52 топлнвомера; 14 — выключатель 2В-200К включения блока автоматики расхода топлива;
17 — блок измерения УТС-54Б-52 (левый) на шпангоутах № 16 и 17; 18— сигнализатор давления
работы топливных насосов (зеленые); 20 — реле ТКЕ52ПД блокировки переключения топливных
«Перекачка — Авт.—Ручн.»; 22 — реле ТКЕ56ПД переключеннч управления перекачивающими
нуднтельного включения перекачивающих насосов № 3, 4. 7 и 8 (I и III очереди); 24— реле
лйвного насоса № I; 26— выключатель ВГ-15К топливного насоса № 2; 27— контакторы ТКД201ДТ
закторы ТКД501ДТ включения топливных насосов № 1 и 2 (РК силовая); 30— дистанционный
52 —лампы СЛМ-61 сигнализации очередности расхода топлива (желтые); 53—лампа СЛМ-61
ПГ-ЗА; 35 — лампа СЛМ-61 сигнализации включения заправки (зеленая); 36— лампа СЛМ-6’
клапанов заправки (зеленая); 38— электромагниты ЭМТ-803 клапанов заправки; 39 — выключатели
заправке (РК первого техотсека); 41 — блок заправки БАС-52А-63: 42 — реле ТКЕ21ПД переключе-
ТКЕ21ПД переключения датчика Д31-7 при заправке (РК первого отсека); 44 — датчики злправки
щие насосы ЭЦН-91 № 5 и 6; 48— датчик заправки Д31-2; 49 — перекачивающие насосы ЭЦН-91

Питание системы заправки осуществляется: по постоянному току от
РК на шпангоуте № 15 через предохранитель ИП-5; по переменному то-
ку от РК переменного тока ~ 115 в через предохранитель СП-1А (со-
вместно с правым топливомером). При включении выключателей 15 и
39 заправки загораются сигнальные лампы 35, 36, 37 и включаются ре-
ле 42 и 43, которые своими контактами переключают верхние сигнализа-
232
ля тора 2k

'SSJSSSSSfA

ПРП Шина
чг аккумулятора

Панель АЗС
лебт

РК15шп

41

2k

Шина

/J
А

Панель АЗС
пробоя

Шина t
аккум

Панель k3C

Шина ПО-500 РВ~П5в левая

В правому
контокторуСз

В перекл.
прав, топли-
бомера

ШинаГМ

2k

2260

ПА очередь

К6Ю

И6 очередь

№№3

ПАШ Пб

Вкл
Иочер

I 3мм
№

1720
кг

37 38 39

Чцгисз
(МЩ)

В6/С1

Ь5 4б 65

Вессон- баг. №1 ПА и Вб очереди

блкл
~13»чф

Покозыбаютий
прибор УТД-32

Унзкен

Вкнопке
записка
б воздуха
^кАПД(ш!-9.

лампам
сигнал

/В

18(СДУ2А-0.!8)	(СДУ2А-0.3)

Сигнал
остат-
ке

2Ш*г

4?UW

блок измерения
УТС-56Б-52(лебьш)



1_L



кессон-баков:

(I и III очереди); 2—выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 3
(НА очередь); 4— выключатель 2ВГ-15К ручного включения перекачивающих насосов № 7 и 8
ТКД511ДТ переключения насосов № 1 и 5 с бортсети на стартер-генератор № 3 (панель гене-
при запуске двигателей (РК ЦРП); 8 — реле ТКЕ21ПД переключения питания цепи управления
переключения насосов № 2 н 6 с бортсети на стартер-генератор № 1 (панель генераторов); 10—
запуске двигателей в воздухе (панель распределения электроэнергии); 11— реле ТКЕ52ПД пере-
(РК ЦРП); 12—выключатель 2В-200К включения топливомера; 13— показывающий прибор
15 — выключатель 2В200К включения системы заправки; 16 — переключатель ПГ-4 топливомеров;
СДУ включения ламп сигнализации работы топливных насосов; 19 — лампы СЛМ-61 сигнализации
насосов на стартер-генераторы при запуске двигателей (РК ЦРП); 21 — выключатель ВГ-15К
насосами на автоматику и ручное управление (РК коммутации); 23— выключатель ВГ-15К при-
ТКЕ52ПД управления перекачивающими насосами (РК силовая); 25 — выключатель ВГ-15К топ
включения перекачивающих насосов (РК силовая); 28 — конденсаторы МБГО-2-160-4-П; 29 — кон
переключатель ПД-52-9 топпнвомеров; 31 — блок автоматики расхода БАС-52А-62 (шп. № 26—27);
сигнализации остатка топлива 2 400 кГ (табло опасных режимов); 34 — переключатель заправки
сигнализации «Идет заправка топливом (красная); 37— лампа СЛМ-61 сигнализации открытия
ВГ-15 клапанов заправки; 40— реле ТКЕ21ПД включения заправки кессон-баков 3 при полной
ння датчика топливомера кессон-бака № I прн заправке (РК первого техотсека); 43— реле
Д31-7; 45 — датчики топливомеров; 46 — топливные насосы ЭЦН-45 № 1 и 2; 47 — перекачиваю
№ 7 и 8; 50 — перекачивающие насосы ЭЦН-91 № 3 н 4

торы уровня датчика № 1 и датчика заправки Д31-7 кессон-бака № 1
с блоков автоматики расхода топлива на блоки заправки. По мере за-
полнения топливом кессон-баков до необходимого уровня поплавок дат-
чика топливомера или датчика заправки выводит металлическое доныш-
ко из катушки сигнализатора. Происходит разбаланс соответствующего
моста в блоке заправки. Минусовая цепь соответствующего клапана
разрывается, клапан закрывается и заправка прекращается. Одновре-
менно гаснет соответствующая сигнальная лампа на щитке заправки.
Когда все лампы на щитке погаснут, т. е. когда все кессон-баки запол-
нены топливом, выключают вручную все выключатели 39 кессонных
клапанов заправки, общего (магистрального) клапана, выключатели 15
и 12 системы заправки и топливомеров.

При заправке, отличающейся от стандартных вариантов количеством
заправляемого топлива, заправочные клапаны кессон-баков закрывают
вручную выключателями на щитке заправки, контролируя наполнение
кессон-баков по топливомеру и счетчику топливозаправщика.

Во всех случаях необходимо по показаниям топливомеров убеждать-
ся в правильности заправки в соответствии с графиком очередности рас-
хода и заправки топлива (рис. 7.27).

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РАСХОДА И ИЗМЕРЕНИЯ ТОПЛИВА СЭТС-470А

Измерение запаса топлива и его расхода осуществляется системой
СЭТС-470А — суммирующим электронным топливомером.

Система выполняет следующие функции: измеряет запас топлива в
каждом кессон-баке и суммарный его запас на каждый двигатель; авто-
матически управляет расходом топлива по заданной программе с целью
сохранения центровки самолета; сигнализирует очередность расхода;
сигнализирует о критическом остатке топлива (2400 кГ); автоматиче-
ски управляет системой заправки топливом под давлением в вариантах
полной, средней и минимальной заправки.

Измерение запаса топлива, автоматическое управление порядком
его расходования и автоматические управления заправкой производятся
по независимым друг от друга каналам. Допускаемая погрешность по-
казаний топливомера в нормальных условиях составляет ±2% от но-

Рис. 7 27. График очередности расхода и заправ-
ки топлива

минального значения
шкалы показывающего
прибора. Допустимые ко-
лебания питания по пе-
ременному и постоянно-
му токам (115 в и 27 в)
составляют ±10%. Эле-
менты комплекта (бло-
ки) СЭТС-470Л взаимо-
связаны. Если необходи-
мо, систему измерения
можно подрегулировать.

В комплект топливо-
мера СЭТС-470А входят:
22 емкостных датчика,
два датчика заправки
Д31-2, четыре датчика за-
правки Д31-7, один ука-
затель УТД-52, два бло-
ка измерения УТС-54Б-52,
два блока автоматики
БАС-52А-62, два блока
заправки БЛС-52А-63,
галетные переключатели
централизованной заправ-
ки ПГ-ЗА и топливоме-

ров ПГ-4, два дистанци-
онных переключателя
ПД-52-9. В комплексе с аппаратурой СЭТС-470А работает аппарату-
ра бортового электрооборудования: выключатели, контакторы и реле
управления топливными насосами, аппаратура сигнализации и защиты
электроцепей.

Датчики топливомера и заправки (см. рис. 7.26) установлены в кес-
сон-баках правой и левой половины крыла. В кессон-баках № 1 и 2 ус-
тановлено по три датчика топливомера и одному датчику заправки
Д31-7, в кессон-баках № 3 — по четыре датчика топливомера и по од-
ному датчику заправки Д31-2, в расходных отсеках — по одному дат-
чику топливомера. Датчики № 1, 2, 3 топливомера кессон-бака № 1 и
датчики № 3 кессон-баков № 2 и 3 конструктивно объединены с датчи-
ками автоматики очередности расхода топлива. Типовая установка дат-
чиков топливомера и заправки показана на рис. 7.25.

Показывающий прибор УТД-52 и галетный переключатель ПГ-4
установлены на приборной доске правого пилота, выключатели 2В-200К
топливомеров — на электрощитке правого пилота. Блоки измерения
УТС-54Б-52 размещены на буфете под этажеркой контейнеров. Блоки
заправки БАС-52А-63, блоки автоматики БАС-52А-62 и дистанционный
переключатель ПД-52-9 находятся в переднем техотсеке в районе
шпангоутов № 26 и 27.

Принцип действия измерительной части топливомера СЭТС-470А.
Принцип действия емкостного топливомера основан на преобразовании
неэлектрического параметра меняющегося уровня топлива в электриче-
ский параметр — электроемкость. Осуществляется этот процесс с по-
мощью трубчатых конденсаторных датчиков. Датчик состоит из набора
трех коаксиально расположенных дюралюминиевых труб, вставленных
друг в друга с зазором, колеблющимся от 1,5 до 6 мм, постоянство ко-
торою обеспечивается изоляционными вкладышами-проставками. Для
получения большого значения электрической емкости (т- е. электриче-
ской емкости на единицу объема) устанавливают в датчик как можно
большее количество трубок. Соединение труб выполнено таким образом,
что они образуют две пластины конденсатора. Как известно, емкость
конденсатора будет различной в зависимости от того, заполнен ли зазор
между трубами топливом или воздухом1.

Измерение изменяющейся электрической емкости датчиков при из-
менении уровня топлива производится с помощью самоуравновешива-
ющегося моста (рис- 7,28) переменного тока, одним плечом которого яв-
ляется емкость датчика Сх, другим—конденсатор Со. В диагональ моста
CD включен усилитель УТС-54Б-52. При изменении уровня топлива
в кессон-баках вследствие изменения емкости датчиков наруша-
ется равновесие измерительного моста. Появившееся напряжение раз-
баланса (вследствие разности потенциала на диагонали CD) снимается
с диагонали и через усилитель УТС-54Б-52 подается на электродвига-
тель ДИД-0,5ТА, который приводит в движение стрелку указателя
УТД-52 и движок потенциометра R. Ротор двигателя, вращаясь, через
редуктор перемещает ползунок потенциометра до тех пор, пока не на-
ступит новое равновесие мостовой схемы, при котором напряжение раз-
баланса в диагонали CD не будет равно нулю. При этом стрелка при-
бора УТД-52 отклонится на величину, соответствующую изменившемуся
количеству топлива.

При измерении суммарного запаса топлива в кессон-баках самолета
принципиальная схема измерительного моста не меняется, а изменяет-
ся только величина емкости Сх, которая в данном случае равна сумме
емкостей всех параллельно включенных датчиков кессон-баков поло-
вины крыла Со. Измерение запаса топлива в кессон-баках правого и

1 Коэффициенты диэлектрической проницаемости воздуха и топлива различны, а
именно; топливо Т-1 — 2,04; топливо ТС 1 — 1,92; воздуха — 1,0 и очищенной воды — 82.
Рис 7 28 Принципиальная электриче-
ская схема измерительного моста

левого полукрыла производится раздельно и независимо друг от друга.
Блоки измерения УТС-54Б-52 (левый и правый) работают независимо
друг от друга на сдвоенный прибор УТД-52, который объединяет в од-
ном корпусе два самостоятельных прибора. Переключения вариантов
замера (I, II, III очереди, сумма) производится галетным переключа-
телем топливомера ПГ-4, общим для обоих блоков. Питание блоков из-
мерения осуществляется по постоянному току от шины аккумулятора
через АЗС-2 правой панели АЗС, а по переменному току — от шины
ПО-500 с РК~ 115 в.

Принцип действия автоматической части СЭТС-470А. Автоматиче-
ская часть системы СЭТС-470А осуществляет с помощью датчиков-сиг
нализаторов автоматическое управление расходом топлива по заданной
программе и автоматическое управление заправкой Чувствительным
элементом автоматики управления расходом топлива являются поплав-
ковые индукционные сигнализаторы (поплавок и катушка), размещен-
ные внутри емкостных датчиков измерения топлива. Сигнализаторы
размещены в датчиках Ne 1, 2, 3 кессон-бака № 1 и датчиках № 3 кес-
сон-баков № 2 и 3. Эти датчики отличаются от ранее рассмотренных
размещением в них герметически запаянной катушки переменной индук-
тивности с разомкнутой магнитной цепью и поплавком с ферромагнит-
ным сердечником (якорьком), замыкающим эту цепь. В принятой мосто-
вой схеме (рис. 7.29) плечом переменной индуктивности AD является
катушка сигнализатора L1, плечом постоянной индуктивности CD — ка-
тушка L2.

При изменении уровня топлива поплавок сигнализатора, опускаясь,
ферритовым сердечником входит в поле катушки — магнитная цепь за-
мыкается н изменяет потное индуктивное сопротивление катушки. Рав-
новесие моста при этом нарушается и на выходе моста BD появляется
напряжение разбаланса, которое подается на электронное реле перемен-
ного тока. Преобразованный н усиленный сигнал обеспечивает сраба-
тывание реле Р, которое своими контактами замыкает цепи питания
сигнальных ламп, реле и контакторов, управляющих работой перекачи-
вающих насосов ЭЦН-91 соответствующей очереди- Очередность выра-
ботки топлива сигнализируется загоранием желтых ламп СЛМ-61, рас-
положенных на панели управления верхнего электрощитка пилотов с
трафаретом «Очередность расхода топлива I, ПА, ПБ, III» (рис. 7.30).

При включении блока автоматики БАС-52А-62 срабатывают реле 24
(см. рис. 7,26), которые включают контакторы 27 и перекачивающие
насосы ЭЦН-91 (50) № 3 и 4, при этом загорается желтая сигнальная
236
лампа 32 I очереди. При выработке топлива I очереди до остатка 320 кГ
срабатывает сигнализатор датчика № 3 в кессон-баке № 3 и выдает
сигнал на включение топливных насосов № 5 и 6 кессон-бака № 1 ПА
очереди. Дальнейшая выработка происходит в соответствии с отме-
ченными сигналами. В случае переполнения кессон-бака № 1 при авто-
матической перекачке топлива из I или III очередей блок автоматики
по сигналу датчика заправки 44 кессон-бака № 1 (уровень 40 мм)
обесточит реле 24 насосов № 3, 4, 7, 8 и подача топлива прекратится-
При отказе датчика заправки срабатывает сигнализатор СДУ2-0.18 от
повысившегося давления топлива в кессон-баке № 1, который разорвет
цепи питания насосов № 3 и 4 или № 7 и 8.

Наряду с автоматическим управлением перекачивающими насосами
в схеме предусмотрено ручное управление. Переход на ручное управле-
ние осуществляется посредством включения выключателя 2 с трафаретом
«Перекачка — Автомат — Ручная» и реДе 22 расположенным в РК ком-
мутации. Напряжение на выключатель 21 подается от шин № 1 и 2 ле-
вой панели АЗС через автоматы защиты АЗС-2. Для надежности ра-
боты системы управления обеспечивается автоматическое переключение
питания с шины № 2 на шину № 1 с помощью реле 8, установленного
также в РК коммутации. В случае обесточивания всей бортсети само-
лета управление перекачивающими насосами автоматически переходит
в режим ручной перекачки.

Сигнализация работы топливных насосов осуществляется сигнальны-
ми лампами СЛЛ4-61 (19) с зеленым светофильтром, которые включа-
ются сигнализаторами давления 18, установленными в топливных тру-
бопроводах каждого насоса. Цепь сигнализации работы топливных на-
сосов питается от аккумуляторной шины левой панели АЗС.

Для предотвращения чрезмерного повышения давления при ручном
управлении перекачивающими насосами в кессон-баках № 1 установле-
ны сигнализаторы СДУ2-0.18, которые включены в минусовую цепь уп-
равления перекачивающими насосами № 3, 4, 7 и 8. На случай выхода
из строя сигнализаторов давления предусмотрено принудительное вклю-
чение насосов выключателем ВГ-15К (23), который установлен на при-
борной доске второго пилота и в выключенном положении закрыт кол-
пачком-

Рис. 7.30. Панель управ-
ления топливными насо-
сами на верхнем элект-
рощитке:

1 — выключатель 2В-200К
включения топливомера
СЭТС-470А; 2 — выключатель
ВГ-15К топливного насоса
ЭЦН-45 № 2; 3 — выключа-
тель ВГ-15К топливного на-
соса ЭЦН-45; 4 — лампы сиг-
нализации СЛМ-61 (зеленые)
работы топливных насосов
ЭЦН-45; 5 — лампы СЛМ-61
(зеленые) сигнализации ра-
боты топливных насосов
ЭЦН-91;	6 — выключатель

ВГ-15К рода работы топлив-
ной системы; 7 — выключа-
тель 2ВГ-15К ручного вклю-
чения перекачивающих насо-
сов № 3 и 4 (I очередь);

8 — лампы СЛМ-61 (желтая)
сигнализации очередности
расхода топлива; 9— выклю-
чатель ВГ-15К ручного вклю-
чения перекачивающих на-
сосов № 5 и 6 (II очередь);

10 — выключатель 2ВГ-15К
ручного включения перека-
чивающих насосов № 7 и 8
(111 очередь)
Как упоминалось, все перекачивающие насосы ЭЦН-91 перекачивают
топливо из своего -кессон-бака в расходный отсек, расположенный в
кессон-баке № 1. Из расходного отсека топливо подается в соответст-
вующий двигатель подкачивающими насосами ЭЦН-45 № 1 и № 2, уп-
равление которыми осуществляется вручную выключателями с трафаре-
том «Питание двигателей» на электрощитке летчиков (см. рис. 7.30).

Для повышения надежности работы топливной системы питание
электродвигателей насосов № 1, 2, 5 и 6 левого и правого крыла дубли-
ровано. Нормально эти насосы питаются непосредственно от генерато-
ров № 1 и 3. В случае отказа одного из стартер-генераторов соответст-
вующие насосы с помощью контакторов 6 и 9 (рис 7.26) автоматически
переключаются на нормальные шины ЦРП, которые находятся под на-
пряжением остальных работающих стартер-генераторов и аккумулято-
ров. Дублированное питание насосов № 1, 2, 5 и 6 не действует в случае
запуска двигателей на земле, так как минусовые цепи контакторов 6 и 9
автоматически разрываются контакторами реле 7 и 20. Этим предотвра-
щается подача напряжения 48 в на обмотку электродвигателей насосов
№ 1, 2, 5 и 6- При запуске в воздухе и при обесточенной бортсети насо-
сы № 2 и 6 автоматически подключаются к аварийной шине от аккуму-
ляторов посредством контактора 10, который управляется реле И от
кнопки запуска в воздухе. Реле 11 самоблокируется на период време-
ни, пока один или несколько стартер-генераторов не подключатся к
бортовой сети.

Насосы № 4 и 7 левой и правой половин крыла получают питание
с шины питания от аккумуляторов и в случае выхода из строя основной
сети автоматически переводятся на питание от аварийной сети. Насосы
№ 3 и 8 получают питание только от основной сети. В каждом кессон-
баке работают одновременно два перекачивающих насоса и если по ка-
ким-то причинам откажет один насос, то работа другого насоса обеспе-
чит нормальную подачу топлива в расходный отсек.

Контакторы 27 и 29 включения всех топливных насосов размещены
в РК силовых, а контакторы переключения их питания — в ЦРП- За-
щита электродвигателей насосов осуществлена плавкими предохрани-
телями, установленными в РК силовых, ЦРП и РК на шпангоуте № 15.
Цепи управления топливными насосами № 5, 6, 4 и 7 защищены авто-
матами АЗС-2, подключенными к аккумуляторной шине левой панели
АЗС, а цепи управления насосами № 3 и 8 автоматом АЗС-2, подклю-
ченным к шине № 1 левой панели АЗС.

Система контроля за расходом топлива. Система контроля за расхо-
дом топлива замеряет расход топлива на каждый двигатель с момента
его запуска. Система состоит из двух комплектов расходомеров
РТСВ-10-8. В каждый комплект расходомера, обслуживающий свой
двигатель, входят: один датчик РТСВ-10, один показывающий прибор
РТСВ-10-8 и один магнитный прерыватель ПМЗА.

Принцип действия расходомера основан на преобразовании скоро-
сти и плотности топлива, протекающего через датчик расходомера, в
электрические сигналы, пропорциональные весу топлива.

Показывающий прибор РТСВ-10-8 выполнен в виде двух блоков:
измерительного блока, предназначенного для измерения суммарного
расхода топлива в весовых единицах (кГ)- блока питания и усилителя
для питания схемы расходомера и усиления напряжения разбаланса,
возникающего при изменении емкости датчика плотномеров. Шкала
прибора отградуирована в килограммах. Максимальное значение шка-
лы— 8 000 кГ- На лицевой стороне размещены две кремальеры: одна
(верхняя)—для установки сорта топлива, а другая (нижняя)-—для
установки количества топлива в килограммах. Перед полетом стрелка
указателя расходомера каждого двигателя устанавливается на отмет-
ку шкалы, соответствующей общему запасу топлива на двигатель. По-
238
Панель АЗС
правая

Панель АЗС
Правая

Рис- 7.31. Электросхема включения расходомеров РТСВ-10-8

называющие приборы установлены на средней приборной доске пилотов.

Датчик расходомера состоит из двух составных частей: датчика
расхода топлива, предназначенного для измерения суммарного расхода
топлива, чувствительным элементом которого является вращающаяся
винтовая крыльчатка; датчика плотномера, измеряющего плотность
топлива, его чувствительным элементом служит плоский конденсатор.
Датчики расходомеров установлены в питающем топливопроводе и рас-
положены в пилоне каждого двигателя

Магнитные прерыватели установлены в кабине экипажа по право-
му борту между шпангоутами № 4 и 5 на этажерке электрооборудова-
ния.

Питание расходомеров (рис. 7.31) осуществляется от сети перемен-
ного тока напряжением 115 в через предохранители СП-1А, расположен-
ные в РК переменного тока (кабина штурмана, правый борт), и от се-
ти постоянного тока раздельно через АЗС-2 «Расходомер», расположен-
ного на правой панели АЗС, от шины № 1 и 2. Включаются расходоме-
ры автоматами АЗС Потребляемая мощность по переменному току —
не более 70 вт, по постоянному току—не более 10 вт.

Проверка, а также определение ошибок расходомеров производятся
путем слива топлива в любом положении самолета (стояночном или
горизонтального полета) согласно Руководству по технической эксплуа-
тации самолета.

Таким образом, расходомер РТСВ-10-8 дублирует показания топли-
вомера СЭТС-470А, и поскольку показания расходомера не зависят от
положения и эволюций самолета, то он является более точным прибо-
ром, чем топливомер.

Проверка работоспособности автоматов расхода системы СЭТС-470А.

Для проверки работоспособности автоматов расхода необходимо:

1.	Выключатель Перекачка — Автомат — Ручная» установить в по-
ложение «Автомат».
Сигнальные лампы очередей Этап работы——-Ерс^ода и райрлш аВтоматоВ и насосм~	Лампы сигнализации работы топливных насосов				Лампы сигнализации очередности расхода топлива				
	lovep.GKb) насосы fPJ.it	Цочер.(1К6) насосы N9 5,6	Шочер.(2Кб) насосы №7,8		1очер	Z/А очер	Шочер.	Шочер.	Оститов  2400кГ
Расходуется топлиВо из 1 очереди (кессон-6а к №3)	©	(2)			&	(^)			О
При остатке таплиВа 320 кГ ВI очереди Включается ЦА очередь		0			©			Q)	О
При остатке таплиВа ЗЗВОкГ 6а П очереди Выключается I очередь	(2)		(2)				(2)	(2)	О
При остатке таплиВа 2260 кГ Во П очереди Включается Шочередь	(2)		©			©			О
При остатке таплиВа 200кГ В Ш очереди Включается лампа ЦБ очереди	(2)	©	©		о		©	©	О
При остатке таплиВа 1720кГ  Во ЦБ очереди Выключается Ш оче- редь	(2)		(2)						О
При остатке таплиВа 1200 кГ Во ЦБ очереди Включается красная лампа „остаток 2600кГ"	(2)	©	(2)		о	©		©	©

Примечания. /. Все топлибо расходуется через расходный отсек, расположенный В кессон-Ваке №1.

2. Удельный Вес таплиВа -0,8 кГ/л.

J. Насосы N- 1 и 2 Вилючаются'к'Вручную.

Рис. 7.32. Таблица сигнализации работы автомата расхода топлива и топливных насосов

2.	Включить подкачивающие насосы № 1 и 2 левого и правого дви-
гателей.

3.	Поочередно включить блоки автоматики расхода топлива (левый
и правый) БАС-52А-62. Правильность работы автомата расхода опреде-
ляется по загоранию сигнальных ламп в соответствии с заправкой, а
именно: при полной заправке загорается желтая и зеленые лампы I оче-
реди1, при средней заправке загораются желтые лампы I и ПА очере-
ди и зеленые лампы II А, Б очередей; при минимальной заправке заго-
раются лампы I, ПА и III очередей и зеленые II А, Б и III очередей.
Если самолет не заправлен топливом, то загораются все желтые лампы
очередности, зеленые II очереди и сигнальное табло «Остаток 2 400 кГ».

В промежуточных вариантах заправки самолета топливом сигналь-
ные лампы должны гореть в соответствии с таблицей сигнализации ра-
боты автоматов расхода топлива и топливных насосов (рис. 7.32).

Управление расходом топлива в полете. Для сохранения центровки
самолета в заданных пределах (26—38%) выработка топлива ведется
автоматически или вручную в следующем порядке для каждого двига-
теля:

I очередь — кессон-бак № 3 полностью;

ПА очередь — кессон-бак № 1 до остатка 2 240 кГ;

III очередь — кессон-бак № 2 полностью;

ПБ очередь — кессон-бак № 1 полностью.

При остатке топлива 2 400 кГ на оба двигателя загорается сигналь-
ная лампа в табло опасных режимов «Остаток топлива 2 400 кГ».

В случае неисправности автоматов расхода топливо необходимо вы-
рабатывать при ручном управлении.

1-	Если желтые лампы 8 (см. рис. 7.30) сигнализации очередности
расхода топлива загораются от автоматов расхода, то перекачивающие
насосы включать по загоранию этих ламп. Насосы выключать по погаса-

1 При полной заправке иа первом этапе расхода подкачивающие иасосы I группы
ие будут включаться до тех пор, пока уровень во II группе не снизится до уровня опус-
кания верхнего сигнализатора этой группы, расположенного в датчике заправки Д31-7.
240
нию (миганию) зеленых ламп сигнализации работы топливных насосов.

2.	Если желтые лампы сигнализации очередности расхода топлива
не загораются от автоматов расхода, то перекачивающие насосы необхо-
димо включать в такой последовательности:

выключатель «Перекачка» поставить в положение «Ручная»;

включить перекачивающие насосы I очереди (кессон-бак № 3);

при остатке топлива в I очереди (по топливомеру) примерно 300 кГ
включить перекачивающие насосы II очереди (выключатель I очереди
должен оставаться включенным);

при погасании (мигании) зеленых ламп сигнализации работы топ-
ливных насосов I очереди выключить насосы;

при остатке топлива во II очереди (по топливомеру) примерно
2 200 кГ на каждый двигатель включить переключающие насосы III
очереди (выключатель II очереди должен оставаться включенным до
конца полета);

при погасании (мигании) зеленых ламп сигнализации работы топлив-
ных насосов III очереди выключить насосы.

3.	Если при переходе на ручное управление перекачивающие насосы
I и III очередей не включаются (все зеленые лампы сигнализации их
работы не загораются), то это значит, что электрические цепи датчиков
СДУ2-0Д8, установленные в кессон-баках № 1, имеют обрывы. В этом
случае необходимо: убедиться по топливомеру, что кессон-баки не пе-
реполнены; установить выключатель «Принудительная работа насосов»
(под колпачком) в положение «Включено»1 переключатель ПГ-4 топ-
ливомера установить в положение «II»—II очередь; при этом внима-
тельно следить за стрелками топливомеров и не допускать превышения
количества топлива во II очереди:

при перекачке из I очереди — не более 4 000 кГ;

при перекачке из III очереди — не более 2 000 кГ.

В случае переполнения II очереди перекачивающие насосы необхо-
димо периодически выключать.

Следует помнить, что при неисправности (негерметичности) клапанов
перекачки I очереди при включенном выключателе «Принудительная
работа насосов» на ручном управлении перекачивающими насосами
может произойти деформация кессон-баков № 1, а при негерметичности
клапанов перекачки III очереди нарушение центровки или образование
крена.

4.	В полете систематически контролировать работу всех насосов по
сигнальным лампам:

насос включен — горит зеленая лампа;

насос выключен или нет топлива в кессон-баках — лампочка не го-
рит.

5.	Контроль и измерение топлива производить по указателю топли-
вомеров установкой переключателя топливомеров в положения очередей
«I», «II», «III» и «Сумма», а также по расходомеру. После каждой про-
верки топлива переключатель топливомеров устанавливать в положение
расходуемой очереди.

6.	В случае использования крана перекрестного питания для обеспе-
чения равномерной выработки топлива из правых и левых кессон-баков
периодически выключать и включать подкачивающие насосы ЭЦН-45
работающего двигателя с таким расчетом, чтобы при посадке разность
количества топлива в правых и левых группах была не более
400 кГ.

Проверки и регулировки, необходимые после замены неисправных
блоков системы СЭТС-470А. При замене блока измерения необходимо
проверить и отрегулировать нулевое и максимальное положения стре-
лок показывающего прибора с помощью регулировочных потенциомет-
ров. Нулевые положения стрелок регулировать на незаправленном
топливом самолете, а максимальное положение стрелок — при полно-
стью заправленных кессон-баках.

Перед проверкой самолет должен быть установлен в линию горизон-
тального полета на гидроподъемниках (а=+3°). Превышение реперной
точки на шпангоуте № 15 над реперной точкой на шпангоуте № 55 при
этом составляет 1 000±20 jhjk.

Проверка системы СЭТС-470А под током. Для определения
работоспособности топливомеров необходимо.

1.	Включить источники питания на бортсеть самолета.

2.	Включить АЗС, выключатели топливомеров и автоматов расхода.

3.	Выключатель «Перекачка — Автомат — Ручная» установить в по-
ложение «Ручная».

4.	Нажатием кнопки на приборе УТД-52 убедиться в работоспособ-
ности системы по отклонению стрелок приборов к нулевой отметке
шкалы1.

НЕКОТОРЫЕ УКАЗАНИЯ ПО ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ АГРЕГАТОВ
ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

При замене агрегатов топливной системы необходимо следить, чтобы
в кессон-баки и трубопроводы не попадали посторонние предметы и
грязь. После установки первого фильтрующего элемента топливного
фильтра нужно удалить воздух через клапан стравливания на НР-30.
Насосы ЭЦН-45 заменять после полного слива топлива, а насосы
ЭЦН-91 — после значительного снижения уровня топлива. При установ-
ке насосов ЭЦН-91 следить за совмещением желтых полос на кожухе
насосов и корпусах колодцев. Запрещается поднимать насосы на элект-
ропровода. После замены подкачивающих и перекачивающих насосов
запрещается их опробовать, если в кессон-баках нет топлива.

Краны перекрестного питания и слива топлива заменять после сли-
ва топлива из кессон-бака № 1.

Большинство агрегатов топливной системы имеют резиновые кольца
(уплотнения), поэтому при замене агрегатов необходимо следить за
тем, чтобы на резиновых кольцах не было забоин, закусываний, подре-
зов, вмятин, деформаций и сеток старения.

ЗАПРАВКА КЕССОН-БАКОВ САМОЛЕТА ТОПЛИВОМ
И СЛИВ ТОПЛИВА ИЗ НИХ

Меры безопасности при заправке самолета топливом. При заправке
самолета топливом необходимо:

1.	Пользоваться специальными стремянками, очищенными от льда
и снега в зимнее время.

2.	Устанавливать колодки под колеса шасси топливозаправщика.

3.	Заземлить самолет, топливозаправщик и заправочный шланг.

4.	Иметь на стоянке противопожарные средства.

5.	Открывать горловины кессон-баков руками, а пе ударами метал-
лических предметов.

6.	Применять для подсвета только герметические светильные лампы.

1 Если в кессон-баках топлива иет, то работоспособность топливомеров проверя-
ется нажатием кнопок на блоках измерения УТС54Б-52. при этом стрелки иа приборе
УТД-52 отклоняются иа 2/3 шкалы. При отпускании кнопок стрелки возвращаются в
исходное положение.
Возможные неисправности топливной системы и методы их устранения

Таблица 11

Внешнее проявление неис- правности	Возможные причины	Метод устранения
1. При работающих насосах ЭЦН-45 нет подачи топ- лива в двигатель	Воздушная пробка в топ- ливной системе	Стравить воздух из топлив- ной системы через клапан стравливания насоса НР-30 и агрегата ЦР-1В
2. Падение давления топли- ва на входе в насос НР-30	Воздушная пробка в топлив- ной системе  Засорение топливного филь- тра	Стравить воздух из топлив- ной системы через клапан стравливания  Снять, осмотреть и промыть фильтр
3.	Периодическое выключе- ние перекачивающих на- сосов I очереди  4.	Не работают (не работает) перекачивающие насосы: при ручном управлении  при автоматическом ре- жиме расхода топлива  при автоматическом и ручном управлении	Неисправность клапана пе- рекачки  Неисправны реле переклю- чения режимов работы или электроцепи  Не работает автоматика рас- хода топлива или наруше- ны электроцепи  Сгорел предохранитель на- соса.  Неисправно реле включения насоса.  Неисправен насос.  Неисправны электроцепи	Заменить клапан перекачки  Устранить дефект и заме- нить неисправный элемент схемы  Заменить блоки автоматики СЭТС-470А и проверить электроцепи  Заменить неисправный эле- мент схемы
5. Не горят лампы сигнали- зации очередности рас- хода топлива или лампы сигнализации работы на- сосов, насосы работают	Неисправны лампы или це- пи сигнализации работы насосов и сигнализации очередности расхода топ- лива.  Не включены АЗС сигнали- зации работы топливных насосов.  Неисправен сигнализатор давления  Нарушены цепи сигнализа- ции в блоке автоматики	Заменить неисправный эле- мент системы
6. При работе насосов (на- соса) имеются помехи ра- диосвязи	Неисправны конденсаторы у иасосов или цепи конден- саторов	Устранить неисправность или заменить неисправный эле- мент
7. При централизованной за- правке при заполнении ба- ка топливом лампа на щит- ке заправки не гаснет	Неисправен датчик.  Неисправен блок заправки	Заменить неисправный эле- мент системы
8. При включении заправоч ного клапана бака лампа на щитке заправки не го- рит (клапан не откры- вается)	Перегорела лампа.  Неисправен датчик.  Неисправен блок заправки	Заменить неисправный эле- мент
9. Постоянная течь топлива из трубки дренажа датчи- ков топливомеров	Ослабла соединительная гай- ка трубки.  Трещина трубки	Подтянуть гайку  Заменить трубку
10. Разность в показаниях левого и правого топли- вомеров свыше допусти- мых	Попадание влаги в один из датчиков	Промыть и просушить дат- чик, при необходимости заменить его.  Отрегулировать показания регулировочными винтами БАС-52А-63  243
Правила заправки топливом самолета Ту-134.

1.	Самолет Ту-134 заправляется топливом в соответствии с заданием
на полет с помощью системы централизованной заправки и только в
случае отказа разрешается заправлять топливо через верхние заливные
горловины кессоннбаков.

2.	В качестве топлива для двигателей Д-30 применяется керосин
марки Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10 227—62) и ТС-1Г (МРТУ 12Н № 36—63).
При температуре наружного воздуха 0°С и ниже к общему количеству
топлива добавляется 0,1% жидкости «И» или ТГФ. Применяемые оте-
чественные сорта топлива могут быть заменены следующими марками
(сортами) зарубежных топлив: сАвтур-50» (DERD-2494, Англия),
тип 1	(D1655-63T, США), «Автур-50» (Air-3405/В, Франция),

PL-4 (TPD-25-005 64), Чехословакия), ТР-5 «Авкат» (DERD-2498),
Япония), тип 1 (3GP-23E, Канада), П-2 (PN-57/C-96026, Польша),
LW-9025 (TVTNL-12991, ГДР).

Примечание. Сорта топлива DERD 2494 и D 1655-63Т (Англия и США)
могут применяться при охлаждении топлива в баках самолета не ниже —45°С.

3-	Перед заправкой самолета топливом необходимо убедиться, что
на стоянке имеются противопожарные средства; самолет и топливозап-
равщик заземлены; из топливозаправщика слит отстой и в нем нет во-
ды и механических примесей; в паспорте на топливо имеется виза, раз-
решающая заправку; сняты заглушки с заборников дренажной системы.

4.	Определить количество топлива, которое необходимо заправить в
самолет (общее и по кессон-бакам), руководствуясь заданием на полет,
и графиком очередности расхода и заправки топлива (см. рис. 7.27).

5.	Заправлять топливом можно одновременно все кессон-баки и
раздельно, соблюдая график очередности расхода и заправки топлива.

Порядок заправки самолета топливом. Для заправки топливом кес-
сон-баков самолета необходимо:

1.	Подключить аэродромный источник питания к ШРАП № 1.

2.	Включить источники питания на бортсеть самолета.

3.	Включить преобразователь ПО-500.

4.	Установить АЗС-2 и выключатели топливомера СЭТС-470А в поло-
жение «Включено».

5-	Открыть крышки лючков заправочной горловины и щитка заправ-
ки, расконтрить и снять заглушку (крышку) с заправочной горловины.

6.	Установить трос заземления заправочного шланга в специальное
гнездо около горловины.

7.	Подсоединить шланг топливозаправщика к заправочной горло-
вине.

8.	Установить переключатель заправки ПГ-ЗА в положение требуе-
мого варианта («П», «С» или «М»).

9.	Установить выключатель блоков заправки БАС-52А-63 в положе-
ние «Заправка включена»- Одновременно с включением выключателя
блоков заправки загорается красная лампа «Идет заправка» на правой
приборной доске и загорится зеленая лампа на щитке заправки.

10.	Включить выключатель «Общий кран» на щитке заправки и вы-
ключатели групповых клапанов. Загорание зеленых ламп указывает на
открытие общего (магистрального) клапана и групповых клапанов.

Внимание! Во избежание опрокидывания пустого самолета
на хвост при заправке по варианту «П» необходимо переключа-
тель вариантов заправки сначала установить в положение «М»
и при погасании ламп кессон-баков № 1 переключатель перевести
в положение «П».

11.	Подать команду «Включить насос топливозаправщика». Конт-
роль за заправкой вести по показаниям расходомера топливозаправщи-
ка, сигнальным лампам СЛМ-61 на щитке заправки и прибору УТД-52.
244
После заполнения баков топливом, когда групповые клапаны автома-
тически закроются, т. е. когда погаснут зеленые сигнальные лампы этих
клапанов, подать команду «Выключить насос топливозаправщика», вы-
ключить общий кран заправки и сделать отсос топлива из шланга.

12.	Установить все выключатели в положение «Выключено» и за-
крыть крышку лючка.

13.	Отсоединить шланг топливозаправщика и трос заземления от за-
правочной горловины, установить и законтрить заглушку заправочной
горловины, закрыть крышку лючка.

14.	После окончания заправки (во всех случаях) проверить по топ-
ливомеру правильность заправки в соответствии с табл. 12.

Таблица 12

Вариант заправки		Количество	топлива в кессои-баках и общее количество топлива в кГ при у =0,8		
		№ 1	№ 2	№ 3	общее
Полная заправка («П») . . .		3900	1700	1000	13200+350
Средняя заправка («С») . . .		3300	1700	0	10 000 +400
Минимальная заправка («М»)		1900	1700	0	7 200+400

15.	По показаниям топливомеров стрелки расходомеров РТСВ-10-8
установить на количество заправленного топлива на каждый двигатель.

16.	Через 10—15 мин после заправки необходимо слить отстой топ-
лива из восьми сливных клапанов топливных баков (по 0,5 л из каждо-
го) и проверить визуально, нет ли в топливе воды и механических при-
месей.

При заправке самолета топливом через заливные горловины, кото-
рая осуществляется топливозаправщиком с помощью его шлангов с пи-
столетами, необходимо следить, чтобы сначала топливом заправлялись
кессон-баки № 1, так как заправка сначала кессон-баков № 3 может вы-
звать опрокидывание самолета на хвост. Не допускать проливания топ-
лива на поверхность крыла. После окончания заправки самолета проб-
ки горловины тщательно установить в гнезде.

Слив топлива. Топливо из кессон-баков каждой половины крыла
сливается самотеком через восемь сливных клапанов или для ускорения
автоматически под давлением через краны слива, расположенные под
центропланом.

Для слива топлива самотеком снимают заглушки с заборников дре-
нажной системы, подсоединяют к сливному клапану кессон-бака нако-
нечник сливного шланга и поворачивают его — клапан открывается.

Под давлением, создаваемым насосами ЭЦН-45, топливо сливается
как при автоматическом, так и ручном управлении топливными насоса-
ми. При автоматическом управлении топливо сливается по программе
расхода топлива, а при ручном управлении в порядке очередности рас-
хода.

Перед сливом топлива необходимо убедиться в том, что около само-
лета имеются противопожарные средства, а самолет и топливозаправ-
щик заземлены.

Порядок слива топлива при автоматическом управ-
лении топливной системой. В этом случае необходимо.

1.	Снять заглушки с дренажных заборников топливной системы.

2.	Подсоединить к двум сливным кранам, расположенным под цен-
тропланом, наконечники сливных шлангов и открыть краны.

3.	Подключить аэродромный источник питания к ШРАП № 1.
4.	Включить преобразователь ПО-500 и соответствующие АЗС топ-
ливной системы.

5.	Включить подкачивающие насосы № 1 и 2 и оба автомата рас-
хода топлива.

6.	Переключатель «Перекачка — Автомат — Ручная* установить в
положение «Автомат*.

7.	По окончании слива топлива из всех кессон-баков (определяется
по погасанию сигнальных ламп топливных насосов) выключить подка-
чивающие насосы, автоматы расхода, источники электроэнергии.

8.	Закрепить сливные краны, отсоединить шланги, заземление.

Порядок слива топлива при ручном управлении
топливной системой. В этом случае для слива топлива из кес-
сон-баков одной какой-либо очереди расхода необходимо:

1.	Сделать подготовку к сливу по пунктам 1, 2, 3 и 4 подраздела
«Порядок слива топлива при автоматическом управлении топливной
системой*.

2.	Выключатель «Перекачка* установить в положение «Ручная*.

3.	Включить левый и правые насосы № 1 и 2 и одновременно с ни-
ми выключатель ручного управления перекачивающими насосами кес-
сон-бака сливаемой очереди расхода топлива.

4.	При погасании сигнальных ламп перекачивающих насосов1 вы-
ключить перекачивающие и подкачивающие насосы, закрыть сливные
краны, отсоединить шланги.

ГЛАВА 8

ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Запуск двигателей осуществляется автономной, автоматизирован-
ной, электрической системой запуска СПЗ-ЗО. Система обеспечивает
поочередный запуск двигателей путем раскрутки ротора второго каска-
да компрессора двигателя двумя одновременно работающими (в стар-
терном режиме) стартер-генераторами СТГ-12ТМО-ЮОО. По оконча-
нии запуска стартер-генераторы переключаются в генераторный режим
автоматически.

Для питания стартер-генераторов необходимы источники электро-
энергии постоянного тока напряжением 24 в (27 в), которые для более
энергичной раскрутки роторов двигателей на десятой секунде должны
автоматически переводиться на последовательное соединение и пода-
вать напряжение 48 в.

В качестве источников электроэнергии применяются: аэродром-
ные источники постоянного тока, имеющие два плеча, для одновремен-
ного подключения к двум розеткам ШРАП-500 и допускающие повтор-
но-кратковременный ток нагрузки не менее 1 020 а;

аэродромные источники постоянного тока (не имеющие двух плеч)
для подключения к розетке ШРАП-500 № 1, допускающие повторно-
кратковременный ток нагрузки не менее 1 020 а (вторым плечом слу-
жат бортовые аккумуляторные батареи 12САМ-55);

бортовые аккумуляторные батареи 12САМ-55 (три комплекта);

стартер-генераторы работающего двигателя при оборотах не менее
75% в комплексе с бортовыми аккумуляторными батареями.

1 При сливе топлива из II очереди расхода (кессон-бак № 1) окончание слива оп
ределяется по погасанию ламп подкачивающих насосов № 1 и 2.
Применительно к перечисленным источникам на самолете Ту-134
предусмотрены четыре варианта запуска двигателей.

1.	Основной — только от аэродромного источника.

2.	Комбинированный —от аэродромного источника в комплексе с
бортовыми аккумуляторными батареями.

3.	Автономный — только от бортовых аккумуляторных батарей.

4.	Автономный — от стартер-генераторов работающего двигателя в
комплексе с бортовыми аккумуляторными батареями.

Как уже упоминалось, запуск двигателя автоматизирован и осуще-
ствляется одной автоматической панелью запуска АПД-19БД, где смон-
тированы программный механизм и девять реле, предназначенные для
включения агрегатов запуска в очередности, заданной программным ме-
ханизмом.

АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ЗАПУСКА

Система запуска каждого двигателя состоит из двух стартер-гене-
раторов (рис. 8.1), автоматической панели АПД-19БД II серии, панели
пуска стартер-генераторов ПСГ-2А II серии, релейной коробки сравне-
ния РКС-1, агрегата емкостной системы зажигания СКНА-22-2А, элек-
трогидравлического выключателя центробежного регулятора ЦР-2В,
щитка запуска (на земле), реле ДМР-400Т II серии (ЦРП), регулятора
РН-180, автоматов защиты АЗП-8М IV серии.

Электрокоммутационная аппаратура размещена в центральной рас-
пределительной панели (ЦРП, рис. 8.1, вид А), РК комбинированного
запуска и в щитке запуска (реле блокировки запуска, реле прокрутки
при открытой двери, реле запуска в воздухе). Кнопка запуска в полете
и лампы «АПД работает». «Запуск прекращен» установлены на верхнем
электрощитке пилотов. Для блокировки запуска на земле при открытой
двери заднего багажника используется концевой выключатель сигнали-
зации положения этой двери.

ШпМЪЗ Uln.N'SO Uln.fT55 Ulfi.N'6O

и

21

26

21 20 19 ,в

Рис. 8.1.

25	24	25	22

Размещение агрегатов распределительных

панелей и приборов контроля системы запуска:

1— панель АЗС штурмана (правая); 2— верхний электрощитам;
3 — левая панель АЗС; 4 — РК пассажирской кабины; 5 —
электрощиток сигнализации; 6 — электрощиток бортпроводника;
7 — электрогидравлнческие выключатели центробежного регу-
лятора ЦР-2В; S—емкостные агрегаты зажигания СКНА-22-2А;

9— стартер-генераторы СТГ-12ТМО-ЮОО; 10—концевой вы-

17

16

15

28

29

ключатель А-812В сигнализации положения двери заднего
багажника; 11 — РК аккумулятора; 12 — аккумулятор 12САМ.-55
№ 3; 13 — РК хвостовой части фюзеляжа. 14 — аккумуляторы
12САМ-55 № 1 и 2; 15 — панель ПСГ-2А II серин пуска СТГ-12ТМО 1000; 16

ВидА

20

19

16

— усилитель УРТ

19А-2Т из комплекта ПРТ-35; 17— РК комбинированного запуска: 18— автоматическая панель
запуска АПД-19БД II серии; 19 — штепсельный разъем аэродромного питания (ШРАП-500);

20 — центральная распределительная панель (ЦРП); 21 — реле РКС-1 контроля работы стартер-
генераторов; 22 — РК силовая на шпангоуте № 15; 23 — щиток мотоприборов; 24 — щиток за-
пуска: 25 — панель АЗС левого пилота; 26 — щиток управления электроэнергией; 27 — средняя
приборная доска пилотов; 23 — РК пускорегулирующей аппаратуры; 29 — РК ЦРП
Стартер-генератор СТГ-12ТМО-ЮОО обеспечивает в стартерном ре-
жиме раскрутку и запуск двигателя и питает бортовую сеть при работе
в генераторном режиме.

Основные технические характеристики стартер-генератора

Крутящий момент на валу ротора двигателя в стар-
терном режиме..................................

Высота, на которой возможен запуск авиационно-
го двигателя ..................................

Режим работы...................................

Эксплуатационный срок службы в стартерном ре-
жиме ......................................

Вес.........................................

Охлаждение..................................

12 кГм

9000 м

повторно-кратковременный:
75 сек работы, 3 мин пе-
рерыв. Допускается пять
таких циклов, после чего
перерыв до полного охла-
ждения

1200 включений в течение
1 000 моточасов

37 кГ

принудительное

Подход к стартер-генераторам обеспечивается через верхние откид-
ные крышки гондолы двигателя.

Автоматическая панель запуска АПД-19БД обеспечивает управле-
ние работой стартер-генераторов в стартерном режиме, переключает их
на генераторный режим, а также включает и выключает систему зажи-
гания, т. е. управляет системой запуска по программе, отрабатываемой
программным механизмом.

Панель пуска стартер-генераторов ПСГ-2А исполняет команды па-
нели АПД-19БД по управлению работой системы и регулирует мощ-
ность стартер-генераторов, поддерживает ее постоянной на всех устано-
вившихся этапах запуска.

Реле РКС-1 исключает возможность запуска одним стартер-генера-
тором, контролируя токи обоих стартер-генераторов и в случае разницы
величины токов, превышающей 550±100 а, автоматически прекращает
запуск двигателя, если нарушение произошло в течение первых 8 сек за-
пуска. Если же отказ одного из стартер-генераторов произойдет позднее
8 сек (загорится сигнальная лампа), то запуск двигателя прекращают
вручную кнопкой «Прекращение запуска» на щитке запуска, предвари-
тельно переведя РУД в положение «Останов».

Агрегат емкостной системы зажигания СКНА-22-2А с двумя полу-
проводниковыми свечами СП-06ВП служит для воспламенения топлив-
но-воздушной смеси в жаровых трубах камеры сгорания при запуске
на земле и в воздухе.

Электрогндравлнческий выключатель центробежного регулятора
ЦР-2В предназначен для автоматического отключения системы запуска
при достижении ротором второго каскада компрессора оборотов, рав-
ных 4 500±200 обIмин (37—40%).

Щиток запуска служит для размещения органов управления запус-
ком; он установлен на левом пульте пилотов и снабжен откидной крыш-
кой, которая после запуска на земле закрывается.

Дифференциально-минимальное реле ДМР-400Т II серии автомати-
чески подключает стартер-генераторы к бортсети самолета при их рабо-
те в генераторном режиме с напряжением, превышающим напря-
жение сети, а также отключает стартер-генераторы от бортсети,
когда напряжение сети превышает напряжение стартер-генера-
торов.

Регулятор напряжения PH-180 II серии автоматически поддержива-
ет в заданных пределах напряжение стартер-генераторов в генератор-
ном режиме и обеспечивает правильное распределение нагрузки между
ними при их параллельной работе.
248
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ДВИГАТЕЛЕЙ

Для контроля за работой двигателей и регулирования их режимов
на самолете установлены следующие приборы и аппаратура (рис. 8.2):
два тахометра ИТЭ-2Т первого и второго каскадов компрессора (два
комплекта), два измерителя температуры ИТ-2Т выхлопных газов за
турбиной, два трехстрелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРТИ, из-
меряющие давление топлива и масла, а также температуру масла, два
манометра ДИМ-4Т давления топлива на входе в насос-регулятор
НР-30, два предельных регулятора температуры выхлопных газов
ПРТ-35, один комплект аппаратуры контроля вибрации двигателей
ИВ-200Е; аппаратура сигнализации положения лопаток входного на-
правляющего аппарата; аппаратура сигнализации наличия стружки в
масле.

Тахометр ИТЭ-2Т. Магнитоиндукционный тахометр ИТЭ-2Т непрерыв-
но (дистанционно) измеряет число оборотов роторов компрессора в ми-
нуту, выраженные в процентах от максимальных оборотов.

Комплект ИТЭ-2Т состоит из двух датчиков ДТЭ-5Т и одного (об-
щего для двух двигателей) измерителя — указателя оборотов ИТЭ-2Т.
На самолете установлены два комплекта ИТЭ-2Т. Один из них измеря-
ет обороты ротора второго каскада компрессора (датчик установлен на
верхней коробке приводов каждого двигателя), второй — первого кас-
када компрессора (датчик установлен на правой коробке приводов).
Указатель ИТЭ-2Т измерения оборотов первого каскада компрессора ус-
тановлен слева в проходе в кабину пилотов, а указатель измерения обо-
ротов второго каскада — на среднем приборном щитке пилотов. Шкала
указателя снабжена двумя стрелками с обозначением «1» — левый дви-
гатель, «2» — правый двигатель. Для удобства контроля на шкале
нанесена риска минимально допустимых оборотов двигателя на взлет-
ном режиме (98,5%).-Предел измерения от 0 до 110%. Погрешности
показаний тахометра приведены в табл. 13.

Рис. 8.2. Приборы контроля работы двигателей:

1— указатели манометров УИ1-4ТР давления топлива на входе в насос-регуляторы НР-30 (из ком-
плекта ДИМ-4Т); 2 — указатели расходомера топлива РТСВ-10-8; 3 — выключатель 2В-200К вклю-
чения питания U5 6 на усилитель ИТ-2Т; 4— измерители температуры ИТ-2Т; 5 — указатель тахо-
метра ИТЭ-2Т (обороты ротора II каскада компрессора); 6 — трехстрелочиые указатели давления
топлива, давления и температуры масла УИЗ-ЗТР из комплекта ЭМИ-ЗРТИ; 7 — лампы сигнали-
зации положения ВНА; 5 —лампы сигнализации наличия стружки в масле; 9— лампы сигнализа-
ции опасного уровня вибрации (нз комплекта IIB-200E; 10 — лампы (табло) сигнализации по-
жара в гондолах двигателей; 11 — лампа (табло) сигнализации переключения аварийной сети
постоянного тока иа аккумуляторное питание; 12 — лампа (табло) сигнализации «Остаток топ-
лива 2 400 кГ>
	Таблица 13			Измеритель температу- ры выхлопных газов ИТ-2Т предназначен для измере- ния температуры выхлоп- ных газов в условиях поле- та и на земле. Принцип дей- ствия ИТ-2Т основан на ко- пенсационном методе из- мерения термоэлектродви- жущей силы термо-
Диапазон из- мерения обо-	Погрешности показаний тахометра в про- центах при температурах, °C			
ротов тахо- метра, %	+20±5	+50±6	-60_з	
60-100  100—110	±0,5 ±1.0	±1.0 ±1.5	±1,5 ±2,0	

пары.

Измеритель работает в
комплекте с 12 термопарами Т-99-1, составляющими четыре последова-
тельно соединенные группы. В каждой группе содержится по три па-
раллельно соединенных термопары. Конструктивно каждая термопара
объединена (сдвоена) с другой, работающей в комплекте с предель-
ным регулятором температуры ПРТ-35. Термопары установ-
лены в специально предусмотренных штуцерах реактивного

сопла.

Указатели измерителей ИТ-2Т для левого и правого двигателей уста-
новлены на средней приборной доске пилотов (см. рис. 8.2). Прибор
имеет две шкалы: большую — для грубого отсчета с пределами измере-
ния от 300 до 900°С (цена деления 20°С, оцифровка через 100°С) и ма-
лую — для точного отсчета с пределами измерения от 0 до 20°С (цена
деления 1°С, оцифровка через 5°С). Погрешность измерения в рабочем
диапазоне температур не превышает ±2,5°С. Для удобства контроля
нанесена риска максимально допустимой температуры газов
(630°С).

Питание приборов оуществляется от сети переменного тока ~115 в
через предохранители СП-1 А, установленные в РК ~115 в, с аварийной
шины, которая в аварийном случае питается от преобразователя
ПО-500. Общий выключатель питания 2В-200К приборов установлен на
козырьке приборной доски. Во избежание выхода из строя указатели
ИТ-2Т разрешается включать после выхода преобразователя тока
(ПО-4 500, ПО-500) на установившийся режим работы, а выключать
перед выключением источников питания. При установке и подключении
IIT-2T необходимо проверить соответствие положения переключателя
групп градуировок на задней крышке группе градуировки
термопар.

Трехстрелочный электрический индуктивный моторный индикатор
ЭМИ-ЗРТИ предназначен для измерения давления топлива в пер-
вом контуре форсунок, давления и температуры масла на входе в дви-
гатель.

Комплект индикатора состоит из трехстрелочного указателя УИЗ-З
II серии и трех датчиков: ИДТ-100 III серии (для замера давления топ-
лива в первом контуре форсунок); ИДТ-8 III серии (для замера давле-
ния масла) и П-бЗТр (для замера температуры масла). Датчик
ИТД-100 расположен на щитке эксплуатационных замеров, там, где и
ИТД-8. Указатели УИЗ-З для обоих двигателей установлены на средней
приборной доске пилотов. Для удобства контроля на приборе нанесены
риски максимально допустимых значений давлений топлива
(65 кПсм2).

Электрический дистанционный индуктивный манометр ДИМ-4Т
предназначен для измерения давления топлива на входе в топливный
насос-регулятор НР-30. В комплект манометра входят указатель УИ1-4
II серии, расположенный на средней приборной доске пилотов, и датчик
ИДТ-4 III серии, установленный на щитке эксплуатационных замеров
(на переднем кожухе каме-
ры сгорания). Датчик экс-
плуатируется с демпфером
Д59-4.

Шкала указателя УИ1-4
II серии имеет предел изме-
рения от 0 до 4 кГ/см2, цена
деления —- 0,2 кГ1см2 с
оцифровкой через 2 кГ!см2.
Погрешности показаний

приборов не Должны превы-	Рис. 8.3. Щиток мотоприборов:

ШЗТЬ 4-4% ОТ предела из- / — указатель тахометра ИТЭ-2Т (обороты ротора I кас-
„	*	када компрессора); 2— показывающие приборы вибрации

МереНИИ при температуре двигателей М-53С (из комплекта IIB-20UE); 3 — кнопка
1 О°С ГГ па vплбгтп а ггоыт- контроля аппаратуры вибрации двигателя ИВ-200Е; 4 —
1о V». ЛДЛМ yAUUtiod кип переключатель включения аппаратуры вибрации 11В 200Е
роля на шкале нанесены
риски предельно допустимых минимального (1,8 кГ1см2) и максималь-
ного значений давлений (2,9 кГ/см2). Манометр получает питание пере-
менным током 36 в от статического преобразователя СПО-4.

Аппаратура ИВ-200Е контроля вибраций корпуса двигателя. Для
постоянного контроля уровня вибраций двигателей в процессе их эк-
сплуатации на самолете установлена аппаратура ИВ-200Е (рис. 8.3),
обслуживающая оба двигателя. Аппаратура состоит из одного двухка-
нального электронного блока, установленного под этажеркой за си-
деньем левого пилота; двух датчиков вибраций МВ-25Б-В, закреплен-
ных на разделительном корпусе двигателей; двух показывающих при-
боров М-53С на щитке мотоприборов; кнопки проверки исправности
аппаратуры на щитке мотоприборов; двух сигнальных ламп Вибрация
валика» на средней приборной доске пилотов.

Комплект ИВ-200Е работает на принципе электромагнитной индук-
ции. В датчиках скорость линейной вибрации, действующей в верти-
кальном или горизонтальном направлении, преобразуется в электриче-
ское напряжение (сигнал), которое после выпрямления и усиления по-
дается на указатель, измеряющий виброскорость (мм! сек). При дости-
жении заданного уровня сигнал виброскорости включает лампочку сиг-
нализации.

Показывающий прибор М-53С измеряет фактический уровень виб-
роскорости. Шкала прибора проградуирована от 0 до 100 мм/сек, а де-
ления — 5 мм)сек. Для удобства контроля на приборе нанесена риска
предельного значения виброперегрузки на двигателе (до 90 мм!сек).
Погрешность измерения в диапазоне 30—60 мм[сек не превышает
±15%. При увеличении виброскорости до 50± 10 мм!сек загорается сиг-
нальная лампа «Вибрация велика». Сигнальные лампы проверяются
нажатием на кнопку сДень—ночь», на средней приборной доске. Кноп-
ка «Контроль» служит для проверки исправности измерителя вибраций
при включенном состоянии. При этом стрелки приборов М-53С должны
отклоняться на величину 75 —100 мл/сек.

Питание аппаратуры ИВ-200Е осуществляется от сети переменного
тока напряжением ~ 115 е через предохранитель СП-1А, расположен-
ный в РК переменного тока «~115 в». Для подключения поверочной
установки УПИВ-200 на усилителе установлен штепсельный разъем.

Предельный регулятор температуры газов за турбиной двигателя
ПРТ-35 предназначен для ограничения температуры выхлопных газов
за турбиной выше допустимых пределов при работе двигателя на мак-
симальном режиме.

В комплект ПРТ-35 входят: датчик температуры (второе плечо бло-
ка из 12 сдвоенных термопар Т-99-1), усилитель УРТ-19А-2Т, исполни-
тельный агрегат на насосе НР-30 и коллектор соединительных проводов.
Усилитель УРТ-19А-2Т установлен в заднем багажнике (см. рис. 8.1,
Рис. 8.4. Панель управления предельным регу-
лятором температуры ПРТ-35 на верхнем
электрощитке:

/ — лампы (красные) сигнализации отказа в работе
ПРТ-35; 2—переключатели режимов работы ПРТ-35;

3 — выключатели ВГ-15К питания ПРТ-35

слева вверху), а выключатели,
переключатели и сигнальные
лампы — на верхнем электро-
щитке пилотов (рис. 8.4). Ос-
тальные элементы комплекта
находятся на двигателе.

Температура ограничения
регулятором ПРТ-35 может из-
меняться в пределах 570—
670°С.

Нагрузкой усилителя по-
стоянного тока является эле-

ктромагнит исполнительного
механизма ограничителя температуры (узел ОТ насоса-регулятора
НР-30), который при повышении температуры газов за турби-
ной выше допустимой перестраивает топливный насос-регулятор на
уменьшение подачи топлива к форсункам (срезка), что приводит к ее
снижению. При больших забросах температуры электромагнит будет
включен постоянно, пока не снизится температура. В случаях резкого
заброса температуры газов, когда даже полное включение электроме-
ханизма насоса-регулятора НР-30 не снижает ее (например, помпаж
двигателя, отказ агрегата, приводящие к длительному включению элек-
тромагнита НР-30), исполнительный механизм выдает команду «СО» —
сигнал отказа. Одновременно срабатывает схема защиты в насос-регу-
ляторе, отключающаяся электромагнитом от канала регулирования.

Усилитель УРТ-19А-2Т настраивается индивидуально для каждого
двигателя на температуру выше температуры газов на взлетном режи-
ме, указанной в формуляре двигателя. Для стабилизации работы усили-
теля при изменении питающего напряжения постоянного тока в агре-
гате смонтирован электронный стабилизатор напряжения, а также уст-
ройство, ликвидирующее влияние переменного контакта в линии тер-
мопар на работу системы ограничения температуры. При температуре
выходящих газов ниже температуры ограничения, а также при отказе
термопар предельный регулятор в работу автоматики топливной систе-
мы двигателя не вмешивается.

Регулятор ПРТ-35 имеет три режима работы: «Работа», «Контроль»
и «Ограниченная срезка оборотов», устанавливаемые переключателем.

Режим «Работа» — рабочий режим, при котором регулятор ПРТ-35
автоматически поддерживает температуру выхлопных газов не выше
установленной задатчиком усилителя УРТ-19А-2Т. Режимы «Контроль»
и «Ограниченная срезка оборотов» используются на земле для провер-
ки исправности регулятора ПРТ-35. Сигнальная лампа «Отказ» заго-
рается при выходе из строя усилителя УРТ-19А-2Т.

Питание регулятора ПРТ-35 осуществляется от сети постоянного
тока напряжением 27 в через АЗС-5 «Запуск двигателя в воздухе» на
левой панели АЗС. Включение питания ПРТ-35 каждого двигателя осу-
ществляется выключателями ВГ-15К на верхнем электрощитке пилотов.

Сигнализация о положении лопаток ВНА второго каскада компрес-
сора состоит из сигнальной лампы (см. рис. 8.2), микровыключателя
А812К (совместно с указателем положения лопаток ВНА) и соедини-
тельных проводов. В процессе запуска двигателя при достижении обо-
ротов ротора второго каскада компрессора 11,2—14,6% (1 500—
—2 000 об/мин) стрелка устройства поворота лопаток ВНА, переме-
щаясь, освобождает шток микровыключателя, который, срабатывая, за-
мыкает цепь сигнальной лампы, лампа загорается. Сигнал указывает,
что лопатки ВНА находятся на угле—10°. После увеличения оборотов
второго каскада до 81,5% (п2=9 400+}^об/мин) стрелка устройства
нажимает на шток концевика А812К, цепь размыкается и сигнальная
лампа гаснет. Сигнал указывает, что ВНА находится на угле 0°. При
уменьшении оборотов ротора второго каскада до 77,1—78,8%
(/г2= 9 100±100 об[мин) лампочка вновь загорается, сигнализируя о
том, что лопатки ВНА переместились на угол —10°. При дальнейшем
снижении оборотов ниже 11,2—14,6% (п2=1 500±200 об!мин) лампоч-
ка вновь гаснет, сигнализируя о том, что лопатки ВНА вновь установи-
лись на угол 0°. Цепь питания сигнальной лампы каждого двигателя за-
щищена предохранителем СП-5А на нормальной шипе ЦРП.

Сигнализация о наличии стружки в масле. На каждом двигателе
предусмотрена сигнализация о появлении металлической стружки в
масле. Основным элементом системы является фильтр-сигнализатор,
установленный в масляной полости центробежного воздухоотделителя
ЦВО-ФС-ЗО, на двигателе с сигнальной лампой «Стружка в масле»,
установленной на приборной доске пилотов (см. рис. 8.2) . При прохож-
дении масла, содержащего металлические частицы (стружку), через
секции фильтра-сигнализатора клиновидные щели и щелевые зазоры
между секциями забиваются этими частицами и замыкают цепь. Заго-
рание сигнальной лампы возможно только при замыкании всех 20 сек-
ций фильтра между собой. Питание лампы («Стружка в масле») берет-
ся с левой панели АЗС от АЗС «Запуск двигателя на земле».

ПОДГОТОВКА ДВИГАТЕЛЕЙ К ЗАПУСКУ, ЗАПУСК И ОПРОБОВАНИЕ ИХ

Подготовку к запуску, запуск и опробование двигателей Д-30 произ-
водит допущенное лицо с обязательным присутствием на рабочем месте
штурмана специалиста по спецоборудованию или штурмана.

Подготовка дигателей Д-30 к запуску. Перед запуском двигателей
необходимо:

1.	Снять заглушки с входного канала и реактивного сопла двигате-
ля; осмотреть канал и сопла и просматриваемые лопатки первого каска-
да компрессора и турбины; опробовать вручную плавность вращения ро-
тора первого каскада за лопатки первого рабочего каскада компрессо-
ра или за лопатки IV ступени турбины-

2.	Открыть капоты и смотровые люки гондол двигателей, осмотреть
коммуникации и агрегаты топливной, масляной, гидравлической, воз-
душной и противопожарной систем, а также системы электрооборудо-
вания, при этом проверить, нет ли внешних повреждений, течи, посто-
ронних предметов и обратить внимание на надежность контровки.

3.	Проверить заправку топливных и масляных баков (количество
масла должно быть не менее 12 л). Снять все заглушки с самолета,
убрать стремянки и другое оборудование самолета на расстояние, обес-
печивающее безопасность запуска и опробования двигателей. Прове-
рить, есть ли противопожарные средства возле самолета и надежность
установки тормозных колодок под колесами- Подключить наземный
источник питания. Обеспечить связь по СПУ с наземным персоналом и
проверить готовность его к запуску двигателей.

4.	Закрыть входные двери и грузолюк, дать команду убрать трап,
расстопорить систему управления, проверить ее работу — перемещение
РУД должно быть плавным, без завышенных усилий и заедания.

Первый вариант запуска — основной. Питание бортсети от аэродром-
ного источника электроэнергии, имеющего два плеча подключения к
розеткам ШРАП-500 № 1 и № 2 АПА-35, АПА-35-2М, АПА-50. Напря-
жение источников питания должно быть в пределах 27 в±10%. Для
запуска двигателя необходимо:

1.	Поставить во включенное положение выключатели аккумуляторов
н РАП (рис. 8.5), а переключатель вольтметра—в положение «Сеть»,
читаются пт
аккумулят
Вклнч аккум,
и РАП на сеть

( Выключено )

Приборы

(fi> О

РКП

<и> <л>

АЛ

<?Л>

ter tester

Рис. 8.5. Щиток управления электроэнергией

должна загореться лампа «Приборы питаются от аккумуляторов». Пе-
рестановкой галетного переключателя вольтметра проверить напряжение
источников питания сети (под нагрузкой 22 а напряжение аккумулято-
ров должно быть не менее 24 в), после этого установить переключатель
в положение «Сеть» (загорится лампочка «Приборы питаются от акку-
муляторов»). Для подключения внешних источников к основной сети
включить выключатели с надписью «Включ. аккум- и РАП на сеть»,
лампочка «Приборы питаются от аккумуляторов» гаснет и загораются
лампочки сигнализации отключения стартер-генераторов от основной
сети. Выключатели стартер-генераторов должны быть в положении
«Выключено».

2.	Включить все АЗС, установить переключатели «Наддув кабины»,
«Вентиляция ТХ, ВВР», «Обогрев кабины», «Вентиляция на малых вы-
сотах» и «Вентиляция на земле» в положение, соответствующее пол-
ному закрытию заслонок, переключатель «Питание автоматов» устано-
вить в положение «Выключено» и проверить сигнализацию падения дав-
ления п перенаддува нажатием соответствующих кнопок.

3-	Включить преобразователь ПО-500, приборы ИТ-2Т и выключате-
ли «Топливомеры», затем включить выключатель противопожарной си-
стемы. По загоранию белых ламп убедиться в исправности электроце-
пей пиропатронов огнетушителей I, II и III очередей основной системы.
Нажатием на кнопку проверить исправность ламп-кнопок и табло «По-
жар в двигателях». При нажатии на кнопку «Контроль ламп» на табло
должны загораться лампы «Вибрация велика», «ВНА-10», «Стружка в
масле», «Отказ ПРТ», «АПД работает» и «Запуск прекращен».

4.	Поставить выключатели расхода топлива во включенное положе-
5	6



Рис- 8.6. Щиток запуска двига-
телей:

1 — переключатель ПНГ-15К син-
хронизации триммера левого элеро-
на; 2 — лампа СЛМ-61 сигнализации
нейтрального положения триммера
левого элерона; 3 — концевой вы-
ключатель Д-701 отключения сиг-
нальной лампы; 4 — переключатель
2ППГ-15К «Земля—Воздух»; 5—пе-
реключатель ППГ-15К «Запуск —
Прокрутка»; 6 — главный выклю-
чатель ВГ-15К; 7 — кнопки кон-
цевых выключателей А-812В за-
пуска двигателей иа земле; 8 — кноп-
ка концевого выключателя А-812В
прекращения запуска двигателей

2

I

Земля

Воздух

1 Переключателем на
пульте триммеров
добиться загорания
лампы но приборной
доске

2 Перенлнчотелен пуль
та синхронизации добил
ся загорания лампы
нашитке.	1

Синхронизировать

. Главный
запуск Выключатель

Прокрутка выключено

Запуск

Левый ДВигатель Правый

7

ние, выключатель «Перекачка» — в положение «Автомат», выключа-
тель топливных насосов ЭЦН-45 «Питание двигателей» — во включен-
ное положение, выключатель пожарного крана — в положение «Откры-
то» (загорается зеленая лампа). По загоранию ламп проверить работу
всех топливных насосов.

5-	Установить выключатель ИВ-200Е во включенное положение и
проверить исправность аппаратуры. После 5-минутного прогрева на-
жать кнопку «Контроль»-—должны загореться две сигнальные лампы,
а стрелки указателей — отклониться в пределах 75—100 мм!сек.

6.	Открыть крышку запуска и включить главный выключатель
АПД-19БД II серии (рис. 8.6), переключатель «Земля—Воздух» автома-
та АПД-19БД II .серии установить в положение «Земля», выключатель
рода работ ^Запуск—Прокрутка» — в положение «Запуск», переклю-
чатели ПРТ двигателей — в положение «Включено» (питание на уси-
литель УРТ-19А-2Т), переключатель режимов работ — в положение
«Работа».

7.	Убедившись, что давление топлива на входе в НР-30 находится в
пределах 1,8—2,9 кГ/см2, установить самолет на стояночный тормоз,
подать команду о начале запуска и нажать кнопку «Запуск» на время
1—2 сек (одновременно включить секундомер), при этом загорится сиг-
нальная лампа «АПД работает». При нажатии кнопки «Запуск» АПД-
19БД II серии включает все необходимые цепи. В результате включа-
ется агрегат 19 зажигания (рис. 8.7), загорается сигнальная лампа 8
«АПД работает», включаются реле 20, 38, 39, 40, а затем и контакторы
42 и 43. Вследствие включения указанных реле и контакторов разрыва-
ются цепи управления реле ДМР-400, которые отключают стартер-ге-
нераторы от сети, обмотки возбуждения стартер-генераторов отключа-
ются от АЗП-8М и подключаются к пусковой панели ПСГ-2А (22). Кон-
такторами 43 стартер-генераторы подключаются к силовым цепям си-
стемы запуска- Управление контактором 35 включения аккумулятора
№ 2 переключается контактами реле 33 на питание от аккумуляторов
№ 1 и 3 с целью исключения «хлопания» и подгорания контактов
ТКС601ДТ (35) из-за падения напряжения на аккумуляторе № 2 вслед-
ствие большой длины его минусового плеча (в данный момент контак-
тор реле 33 не включается). Подается пониженное напряжение (до 3 в)
на роторы стартер-генераторов через .пусковые сопротивления (в ПСГ-
2А), что обеспечивает замедленную раскрутку в начальный период и
выбор люфтов, и включаются шунтовые обмотки возбуждения стартер
генераторов. В дальнейшем процесс запуска по времени с момента на-
жатия кнопки происходит в следующем порядке.
ЦРП

Кккунумторная шина

Рис. 8.7. Принципиальная схема системы

/ — сигнальная лампа СЛМ-61 (красная) «Запуск прекращен» (запуск одним СТГ); 2—кнопки 204КС
прекращения запуска; 5—переключатель ППГ-15К «Запуск—Прокрутка»; 6— главный выключи-
ная) «АПД работает»; 9—реле ТКЕ52ПД управления запуском двигателя в воздухе; 10— реле
блокировки запуска при открытых дверях; 13—реле ТКЕ21ПД, допускающее холодную прокрутку при
ТКЕ21ПД прекращения запуска при одном СТГ; 16 — реле ТКЕ52ПД прекращения запуска при одном
центробежного регулятора ЦР-2В; 19— агрегат зажигания двигателя СКНЛ-22-2Л; 29— реле ТКЕ
генераторов; 22—панель ПСГ-2А II серии пуска стартер-генераторов; 23 — выключатель ВГ-15К
ТКЕ56ПД отключения аккумуляторов при включении РАП № 2; 26 — выключатель ВГ-15 аккумуля-
ТКЕ56ПД включения цепи II ступени запуска от аккумулятора и РАП; 30— поляризованные реле
32 — розетки ШРАП-500 аэродромного питания; 33 — реле ТКЁ52ПД управления включением акку-
коитактор ТКС601ДТ включения аккумулятора № 2; 36—контактор ТКС601ДТ включения аккуму-
двигателя; 39— реле выдержки времени ТВЕ101В; 40 ~ реле ТКЕ54ПД1У отключения генераторов
ТКД5НА переключения обмотки возбуждения СТГ в стартерный режим; 43 — контактор ТКС601А
чатель ВГ-15 аккумулятора № 3; 46 — контакторы включения аккумуляторов № 1 и № 3 на вто-
ки комбинированного запуска при включении РАП № 2; 49—реле блокировки включения аккуму-
при запуске; 51 — контакторы переключения аккумуляторов № 1 и № 3 при комбинированном за-
блокировки включения переключения аккумуляторов при включении РАП № 1; 55 — реле блокиоов-
включсния комбинированного запуска от генераторов работающего двигателя; 58 — контактор вклю-
кумулятороз
запуска двигателей СПЗ-ЗО:

запуска двигателей в воздухе; 3 — кнопки А-812В запуска двигателей на земле; 4— кнопка А-812В:
тель ВГ-15К; 1—переключатель 2ППГ-15К «Земля—Воздух»; 8— сигнальная лампа СЛМ-61 (зе.к-
ТКЕ21ПД блокировки запуска вращающегося двигателя; // — диод Д-237Д; /2 — реле ТКЕ21ПД
открытых дверях; 14— автоматическая панель запуска АПД-19БД II серин; 15—промежуточное ре-ie
СТГ; 17— контакторы ТКЕ501ДТ включения зажигания; 18 — электрогидравлнческий выключатепь
22ПКТ управления прекращения запуска по оборотам двигателя: 21 — реле РКС-1 контроля стартер-
включения питания на сеть; 24 — контактор ТКС601ДТ включения питания на сеть; 25—реле
гора № 1; 27 — выключатель ВГ-15 аккумулятора № 2; 28 — выключатель 2ВГ-15К РАП; 29—ре те
ТДЕ210 блокировки РАП при неправильной полярности; 31 — контакторы ТКС601ДТ включения РАН;
мулятора № 2 при запуске; 34—контакторы TKC6I1A переключения питания с 24 в на 48 е; 35 --
лятора № 1; 57—бортовые аккумуляторы 12САМ-55; 55—реле ТКЕ56ПД цепей запуска левого
при запуске; // — реле ТКЕ54ПД1У отключения генераторов при включении РАП; 42— контактор
включения якоря СТГ в стартерный режим; 44 — стартер-генераторы СТГ-12ТМО-1000- 45 — вымлю-
Г¥ю ступень запуска; 47—контактор ТКС601ДТ включения аккумулятора № 3; 48 — реле блокпрон
тятора при включении РАП № 1; 50— реле управления включением аккумуляторов № 1 и А- 3
пуске; 52 — реле выбора режимов запуска; 53 — реле переключения цепей при запуске; 54 — реле*
ки включения аккумуляторов на первой ступени запуска от РАП № 1; 56 — диод Д-237Б*; 57 — ре те
чения второй ступени запуска; 59 — реле включения комбинированного запуска от РАП № 1 и ак-

69 — диод Д242

9 ЗОЗЭ
Через 2,5 сек разрывается цепь 24 в к кнопкам запуска, исключая
возможность запуска второго двигателя до завершения цикла запуска
первого, и подготавливается дополнительная цепь питания двигателя
программного механизма АПД-19БД для приведения его в исходное
положение по окончании цикла запуска.

Через 3 сек шунтируются пусковые сопротивления, на роторы
стартер-генераторов подается полное напряжение 24 в и начинается
нормальная раскрутка двигателя. При достижении оборотов ротора вто-
рого каскада компрессора 7—9°/о (п=800—1 000 об/мин) нужно плавно
перевести РУД из положения «Останов» до вертикального положения,
затем последующим плавным перемещением возвратить РУД до упора
«Малый газ».

Через 8 сек в цепи обмоток возбуждения включаются угольные
столбы (в ПСГ-2А) п подключают стабилизирующие обмотки регуля-
тора мощности для обеспечения постоянства мощности, отдаваемой
стартер-генераторам.

Через 10 сек источники питания переключаются контакторами
34 на последовательное соединение и подают на роторы стартер-генера-
торов напряжение 48 в, вследствие чего происходит более энергичная
раскрутка двигателя.

Через 45—50 сек контактором 17 выключается агрегат зажигания
СКНА-22-2А с прекращением подачи питания на его обмотку; включа-
ется электродвигатель ускоренной отработки программного механизма
в АПД-19БД, который за время около 3 сек обеспечит снятие сигна-
лов и возвратит его в исходное положение .в такой последовательности,
сбесточатся контакторы 34 и переключат источники питания на парал
лельное соединение (с 48 в на 24 в); разорвутся цепи питания роторов
стартер-генераторов; угольные столбы регулятора мощности шунтируют-
ся, а шунтовые обмотки стартер-генераторов кратковременно включают-
ся на полное напряжение 24 в для подмагничивания возбуждения стар-
тер-генераторов; стабилизирующие обмотки регулятора мощности
(в ПСГ-2А) выключатся; реле 20, затем 38, 39, 40, 42, 43, 33 выключат-
ся и отключат роторы стартер-генераторов от системы запуска, пере-
ключат их шунтовые обмотки на работу с АЗП-8М в генераторном ре-
жиме; реле 39 отключится с задержкой времени, необходимой для от-
ключения и разблокировки всей аппаратуры запуска; отключение реле
40 восстанавливает цепи включения стартер-генераторов на сеть в ге-
нераторном режиме: выключается электродвигатель программного ме-
ханизма (в АПД-19БД) и гаснет сигнальная лампа 8 «АПД работает».
Стартер-генераторы могут отключаться центробежным регулятором
ЦР-2В при достижении оборотов ротора II каскада п2=4 500±200 об/мин
(37—40%). Отключение производится электрогидравлическим выключа-
телем 18 в ЦР-2В, который обесточивает реле 20, после чего подается
напряжение 24 в через нормально замкнутые контакты реле 20 иа
клемму 2Ш1 панели запуска 14. Это вызывает ускоренную отработку
программного механизма АПД-19БД (около 3 сек), отработку и раз-
блокировку реле 38 вследствие прекращения подачи напряжения 24 вс
клеммы 9Ш1 АПД-19БД. Дальнейший процесс работы системы запус-
ка идет в порядке, изложенном выше.

Для исключения запуска вращающегося двигателя при работе стар-
тер-генераторов в генераторном режиме предусмотрено реле 10. Если
стартер-генераторы дают напряжение, реле 10 срабатывает и разрыва-
ет цепь запуска на земле.

По мере нарастания оборотов двигателя плавно повышается давче-
ние топлива перед форсунками (работает первый контур) и при дости-
жении 12 кПсм- включается второй контур форсунок, при этом давле-
ние топлива падает с последующим нарастанием по мере увеличения
S58
оборотов. Дальнейшее увеличение оборотов и выход двигателя на ре-
жим малого газа происходит автоматически за время не более 120 сек.

Второй вариант запуска — комбинированный. Для этого варианта
запуска двигателей необходимо подключить наземный агрегат электро-
питания к ШРАП-500 № 1 (ШРАП-500 № 2 должна быть свободна).

Подготовительные работы и порядок действия при комбинированном
запуске не отличаются от работы при основном запуске. Программный
механизм АПД-19БД выдает те же команды, также работает и ПСГ-2А.
Разница заключается только в источниках питания. На первом этапе
запуска (до переключения на 48 в) работает только наземный агрегат.
На втором этапе запуска последовательно к наземному агрегату под-
ключаются бортовые аккумуляторы. Это достигается работой следую-
щих элементов электросхемы.

Реле 38 контактами подает напряжение на обмотки реле 52 и 53 и
через контакты реле 55 на обмотки реле 33 и 50. Реле 53 обесточивает
реле 29 и 54 ,п снимает сигнал с ПСГ-2А на перестройку РУТ на повы-
шенную мощность и замыкает минусовую цепь (на выключатель РАП)
для реле 33, 5б (и 50) последовательно с реле 52 во Втором разрыве
и для реле 55.

Реле 33, 50 (и 50) предназначены для включения контакторов 35,
36, 47 аккумуляторов и, следовательно, включения аккумуляторов на
шины по независимому каналу питания непосредственно от бортсети
напряжением 24 в. Это делается для исключения «хлопания» и подгара
контактов ТКС601ДТ (35, 36, 47) из-за падения напряжения на акку-
муляторах и в линиях их нормального управления, имеющих большую
протяженность.

Бортовые аккумуляторы на 8 сек по команде от ПСГ-2А подключа-
ются на параллельную работу с наземным агрегатом, 2 сек работают
совместно с ним и затем на 10 сек по команде от ПСГ-2А переключа-
ются на последовательную работу для удвоения напряжения.

Подключение к самолетной электросхеме аккумуляторов № 1 и № 3
отличается от подключения аккумуляторов № 2- Это вызвано тем, что
аккумулятор № 2 при всех вариантах запуска (при использовании ак-
кумуляторов) переходит на второе плечо (плечо удвоения напряжения),
а аккумуляторы № 1 и № 3 при автономном запуске остаются в первом
плече. Эта разница в схемах потребовала введения для аккумуляторов
№ 1 и № 3 дополнительных переключающих контакторов 51 (и 51).

В случае ошибочного подключения наземного агрегата к ШРАП-500
№ 2 реле 48 заблокирует запуск.

Третий вариант запуска — автономный. Двигатели запускаются
только от бортовых аккумуляторов, наземный источник не подключа-
ется. Порядок подключения и действия при автономном запуске не от-
личается от действий прн основном и комбинированном запуске, за
исключением того, что выключатель РАП должен быть установлен в
положение «Выключено».

На первом этапе запуска (до переключения на 48 в) все три борто-
вых аккумулятора работают с напряжением 24 в. На 10 сек запуска ак-
кумулятор № 2 переключается на удвоение напряжения- Аккумулято-
ры № 1 и № 3 продолжают работать в первом плече. Аккумулятор № 2
с самого начала включен в сеть посредством управляющего реле 33 с
использованием напряжения самолетной шины 24 в.

Четвертый вариант запуска — автономный. Этот вариант предусмат-
ривает запуск второго по очереди двигателя, когда первый двигатель
работает и его генераторы отдают ток в самолетную сеть.

Перед запуском необходимо, чтобы были включены те же выклю-
чатели, что п при запуске по третьему варианту, а также выключатели
генераторов работающего двигателя. Порядок действия при этом ва-
рианте запуска не отличается от предыдущих вариантов запуска.
Малый газ

^^номинальный (87-88,57)

Контроль перекладки
лопаток ВНА и заело
нок перепуска Воздуха

(77-81,57.)

,	,	10-15 сек

Взлетный (98,5-100,0°/о)

Запуск

двигателя § g

S £

1

I§S4 I

Номинальный^92,5 - 99%)__

20-JDcck

Контроль ПР[~35 _ _

5§i

J______L

12	13

Малый газ

Малый
газ

Остановка

Рис. 8.8. График прогрева и опробывания двигателя

В первом этапе запуска (до переключения на 48 в) все три акку-
мулятора работают (параллельно с генераторами уже работающего
двигателя. Все аккумуляторы с самого начала включены в сеть по-
средством управляющих реле 33, 50 (и 50) с использованием напряже-
ния самолетной шины 24 в. На 10 сек запуска все аккумуляторы пере-
ключаются на удвоение напряжения с'помощью контакторов 34 (и 34),
51 (и 51). В первом плече работают только генераторы.

При этом варианте запуска все управляющие цепи подключаются
на «минус» через клеммы реле 57, которое срабатывает от напряжения
генераторов и включается на время протекания цикла запуска, что
обусловлено работой реле 53, через контакты которого подается это на-
пряжение. Через клеммы реле 57 подается также напряжение на управ-
ляющие реле 33, 50 (и 50), включающие аккумуляторы. По окончании
цикла запуска, когда реле 33, 50 (и 50) будут обесточены, аккумулято-
ры подключаются на самолетную цепь своим нормальным порядком.

Прогрев и опробование двигателя. Опробование двигателя произ-
водится после послеполетного и периодического техобслуживания, а
также после замены его агрегатов, узлов и после установки двигателя
на самолет. Работу двигателя проверяют в соответствии с графиком
прогрева и опробования двигателя (рис. 8 8), для чего необходимо:

1.	После запуска перед выводом двигателя на взлетный режим про-
работать на малом газе в течение 2 мин1, при этом должны быть сле-
дующие параметры (при р=760 мм рт. ст- ,и /п-в. = 15°С):

Обороты малого газа........................... 61—62,5%2

Давление масла на входе в двигатель............. не	менее 2,5 кГ!см2

Температура газов за турбиной................... не	более 360’С

Давление топлива в коллекторе первого контура
форсунок ....................................... 25	кГюм2

1 На вновь установленном двигателе перед прогревом и опробованием необходимо
проработать 5 мин на режиме «Малый газ» и для осмотра двигателя, агрегатов и тру-
бопроводов — двигатель остановить.

2 Обороты малого газа при других атмосферных условиях должны изменяться в
соответствии с графиком на рис. 8.9.
2.	Плавно установить режим 87—88% (0,7 номинального) и прора-
ботать на нем в течение 1 мин. При этом на режиме 79—81,5% (п2=
= 9400 об/мин) при погасании сигнальной лампы «ВНА» просле-
дить за перекладкой лопаток ВНА с угла —10° на угол 0°, а также за
закрытием заслонок перепуска воздуха из-за четвертой и пятой ступе-
ней компрессора1. Одновременно происходит перекладка дроссельных
заслонок на отбор воздуха для обогрева лопаток ВНА первого каскада
компрессора и воздухозаборника компрессора с десятой на пятую сту-
пень второго каскада компрессора. Убедиться в нормальной работе
двигателя и аппаратуры ИВ-200Е. Величина внброскорости не должна
превышать 50 мм/сек.

В случае увеличения вибростойкости свыше 50 мм/сек необходимо
снизить режим работы двигателя до малого газа и после его охлажде-
ния остановить.

3.	После работы двигателя на режиме 87—88,5% (0,7 номинального)
переключатель режимов ПРТ-35 установить в положении «Контроль» и
плавно перевести РУД в положение «Взлетный режим». При этом в мо-
мент достижения температуры газов за турбиной, равной температуре
минус 110±Ю°С, на которую настроен задатчик усилителя УРТ-19А-2Т,
происходит ограничение режима работы двигателя. После работы на точ-
ке контроля в течение 20—30 сек плавно установить обороты 87—88,5%
(0,7 номинального), затем перевести переключатель режимов ПРТ-35
в положение «Работа» и установить РУД на номинальный режим
(92,5—94%). Время отключения ПРТ-35 и выход на режим 92,5—94%
составляет 10—20 сек.

4.	По истечении 1 мин работы на номинальном режиме перевести
РУД в положение «Максимальный режим» и проработать на нем 10—
15 сек, после чего плавно снизить режим работы двигателя до оборотов
малого газа- При этом проверить открытие заслонок перепуска воздуха
из-за четвертой и пятой ступеней компрессора (кратковременное рез-
кое падение давления топлива в первом контуре форсунок на 4—6 кГ/см2
с последующим возрастанием) и перекладку лопаток ВНА с угла уста-
новки 0° на —10° на оборотах 77,0 — 79,0%.

При работе на номинальном и взлетном режимах, а также малом
газе показания приборов должны соответствовать табл. 14.

5.	После установки РУД в положение «Малый газ» проработать на
нем 2 мин и проверить соответствие оборотов ротора второго каскада
компрессора данным графика на рис. 8.9-

Примечания. 1. На максимальном режиме разрешается работать в течение
5 мин с последующим перерывом не менее 5 мин, при этом режим работы двигателя
должен быть не выше номинального.

2. При работе на взлетном режиме с выключенной системой ПРТ-35 допускается
кратковременный заброс температуры газов за турбиной не более 63О°С.

6.	Проверить приемистость двигателя (перед проверкой двигатель
должен проработать на малом газе не менее 2 мин), для чего перевести
РУД за 1—1,5 сек из положения «Малый газ» в положение «Взлет-
ный режим». Время приемистости на земле от режима малого газа
до взлетного режима должно быть не более 15 сек и не менее 10 сек.
Время приемистости считается от начала перевода РУД до достиже-
ния оборотов ротора второго каскада на 180 об/мин (1,5%) .ниже взлет-
ных оборотов.

1 Сопровождается кратковременным возрастанием давления топлива перед насосом

НР-30.
ж

д о и  +	юД  Н» = II  О q О у « *"г ®  ~ Я,	60 S  от о й	”  о -п О *-<	го  "5 ° о н го ° = “	» s « м  5 g S § о з = М ОТ о ш 43 «а я  го й я и го = £ у а н з а  О £ ь Ей § •  -е	го  £ я Я » от 03 з w s 3 н |$rcl?W о& 2 2 3	S	и	тэ	h  -* § to	S	to	о	д  о о	g	,P  О	S	ro  и п а	ш  О	X "О о Я  Е-З-о	=^-g  о т> -о й Г; гс  £4	to	О g 3  о п о сл •—	2  12 bl to о	J2  3 а а Н -г -г3 “ И X Е S to £ £ |J_ IJ- to moot	> 30 3 О Ж о 30=1 И  5f	gg	Йо	gg	=;°	й  а*	a*	to	to да	g	о  £ х _	а х ге £	н  =•	S§	5₽	°g	3 5	5	?  -]	о g	030=	Og	S	Sc  Co	—	•	T	i  to	1	1		Режим		
	O> Си  , ,	О  He ограничено	я  s3 °		Время непрерывной работы, мин		
	Ю  CD О	CD CD	ЧЧ	*-J ~Ч	CO ~Ч	О  СП CO	OO CD	ЬОО	ООО)	•— CO	|  СП СП	On СП	ОО	ОО	СпЬ>	to  ю			Обороты ротора первого каскада (для сведения) (100%-8 521 об/мин)	Для Н=0	|
	СП	СП	О)	CD	О	*"Л  Сп	*4	0	сп	ОО	tol  О	СП	СП	СП	СП	О  1	О	ОО	ООО  1	1+	1+	1+	1+	1+	1+  Сп	Сп	Сп	СП	Сп	Сп		об/мин		
	CD  1	оо ОО	GO ОО	ОО ОО	to ср	to to	to  Т	htoCO	CD Сп	GO	•—* О	-to NO	oo  S	CnO	bo	СПО	eno	OOI	OOI  b»			Обороты ротора второго каскада (100%—11677 об/мин)	I	0=Л
= .°Р=^2С\ - ю и т О □ о за сп Qt to -	н  дз^го “дЕ о	я	а	§ Е	и  S	° о	S з	=  у,	to	о	to	от  □•	2	от	о ^5	2  ОТ	’*	—} Я	-3  О з	го	П	я to	а  -1 2 I х о е о to 1 to	to  —, О . , о	_ to  в? го Й>го "го « з х' Г®Я й W “ о +, S го S* SH-r_ S § з . Р о ° *< §й 5 1 = ‘<§ Г<3 С\	Н  sf ° и to to з Г = ° = o  G> -i О С* 3 >1	2^0  to to1	3 о 5"  О г» я н 13 S,5 |-Зоы о? Oss ng 3< й о 2 ° £ ® S S Го » Е s х  ОТ	X со  "го а q ° дз я (7	9 -3 го з  = го о а К “ g о 3J Ж S го го “ О = S 2 □ = ° -го х § ТЗ О	I	Г Р  “ н	S	я го  <3 Ф	_	ТО от  * д	3°е  II го	2 го	го  || о	чо  -4*3	О	И  CD -j	3 to	LX  °о	S. g	X  x-c	~ го	13  = =	=IS	E  ъ -,	3°  14 s	?°  -s  73 to to to	to  и	3  Я H	“  1-6	5-  ±9	5  utto	£  3  &	1	|2	со	О	О	о	о	•—  о	nr.	о	to	сп	со	2?  о	о	О	СП	Си	о	о  IJ.	>_	ОО	ООО  1+	1+	1+	1+	1+	1 +  о	5S	S3	53	53	53	58  о	о	о	о	ООО		об/мин		
	^7	ST	ST	S7  Sa	bi	Ь«	• 2ч  М	»	»	33	,	Л  s	СО Е	-to S	to	4^.S-to	СП	CD  ДОСТ. яООДОЮ	СП Я О tO	NO  'алОззшОдмо	о а от Сп	о	о  О о О- о	х <т>	р  J4  О	Л)	л>	<ъ		Температура газов за турбиной. °C (не более)		
	чч	ОО *-4	оооо	oo	oo	to to  ООО	СП Со	ОО CD	Со NO  ОО	ОО	СП СП	СП	СП	Q1-4			Обороты ротора первого каскада (для сведения) 100% -8521 об!мин	Для Я=г11 ООО м |
	CD	CD	«О	*--1  -q	~	-to	<p  .	, g g S S 8  1	i+ i+ i+, !+,  M	too  Сп	СП	СП	СП		об /мин		
	оооо	особ	to tp	to to	too  CD СП	Q0~4	ND О	-to NO	00-4  1	Ц1О	bo	ОСП	оси	СПО  •I-	•!•			Обороты ротора второго каскада 100%-11677 об[мин	3 II о  СП
	о	о	о	о	—  о	ND	О	to	-to  I	|	8 8	8 8 8  1	i + i +	। + i + i +  *_* сл t— СП	•-‘СП	—*01	«--ел  оо оо	оо 2°	2°  ОО	ООО		об /мин		
	t4	J4  to	to	to  »	за	»  1	I	S rto S -to	Sen	СП	CD  Q co	о CD	о О	tto.	CO  ^0^0	СП	О	О  ft>	<D	О  to	Я	Я  Sa	S  Рекомендуемая +50 -?- +70, минимально допу- стимая —30\ максимально допустимая +80°, максимально допустимая на время не более 10 мин. +S0’		Температура газов за турбиной, °C (не более)		
			Температура масла на входе в двига- тель, °C		
	2,5 (не ме- нее)	3,5-4,5	Давление масла на входе в двигатель, кГ')СМг		
	1.8—2,9		Давление топлива аа входе в насос-регу- лятор НР-30, кГ/см*		

Таблица 14
На взлетном режиме
проработать 8—10 сек и за
время 1—1,5 сек перевести
РУД в положение «Малый
газ». Двигатель при провер-
ке приемистости должен
работать нормально без
тряски и хлопков.

Запрещается включать
противообледенительную си-
стему крыла, киля, наддув
кабины самолета на земле
и в полете на режиме выше
95%. Отбор воздуха на обо-
грев ВНА, кока и воздухо-
заборника входного канала
двигателя на взлетном ре-
жиме разрешается в тече-
ние не более 2 мин до высоты
не выше /7=2 000 м.

7.	Плавно перевести
РУД с любого режима в по-
ложение «Малый газ», ох-
ладить двигатель в течение
2 мин (если останов двига-
теля производится непосред-
ственно после запуска, про-
работать на малом газе не
менее 1 мин с целью продув-
ки дренажной системы),

Рис. 8.9. Изменение оборотов ротора второго кас-
када компрессора при работе двигателя на земле
на режиме малого газа в зависимости от атмос-
ферных условий

установить выключатель

УРТ-19А-2Т ограничителя температуры газа за турбиной ПРТ-35 в по-
ложение «Выключено», перевести РУД в положение «Останов». На вы-
беге проверить, нет ли посторонних шумов в двигателе, плавность вра-
щения роторов, а с оборотов 8,5% (1 000 об/мин) второго каскада ком-
прессора замерить время выбега, которое должно быть для ротора пер-
вого каскада не менее 90 сек; для ротора второго каскада — не менее
50 сек. В процессе останова двигателя не должно быть факеления и
дымления из реактивного сопла. После останова ротора второго каскада
компрессора закрыть пожарный кран и выключить насосы ЭЦН-45.

Экстренная остановка двигателя производится быстрым переводом
РУД в положение «Останов» с любого режима двигателя в следующих

случаях: при резком падении давления масла на входе в двигатель, по-
явлении течи топлива и масла, резком повышении температуры газа за
турбиной, появлении факела или сильного искрения на выходе реактив-
ного сопла, появлении тряски двигателя или увеличении виброскорости
до 90 мм/сек, обледенении входного канала, возникновении пожара, по-
явлении постороннего шума в двигателе, резком повышении температуры
масла на входе в двигатель на установившемся режиме и при неоткры-
той заслонки перепуска воздуха на оборотах ниже 70% (п2=
= 8 200 об/мин). Останов двигателя при загорании сигнальной лампы
«Стружка в масле» производить нормальным образом.

ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА И ЛОЖНЫЙ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ

Холодная прокрутка двигателя производится перед запуском, после
замены двигателя, перемонтажа масляных агрегатов, двух-трех неудав-
шихся запусков (если не произошло загорание топлива), после стоянки

263
самолета свыше пяти дней и перед запуском двигателя, после за-
полнения его маслосистемы горячим маслом, при наружной температу-
ре — 40°С и ниже.

При холодной прокрутке выполняются все подготовительные рабо-
ты, перечисленные в подразделе «Подготовка к запуску двигателя», при
этом РУД находится в положении «Останов», а переключатель рода
работы двигателя АПД-19БД II серии — в положении «Холодная про-
крутка двигателя».

В отличие от нормального запуска холодная прокрутка может про-
изводиться при открытой двери заднего багажника с помощью реле /3
(см. рис. 8.7), которое замыкает цепь кнопки запуска. При этом не
включается агрегат зажигания СКНА-22-2А и регулятор мощности
(угольные столбы и стабилизирующие обмотки) в ПСГ-2А, не переклю-
чаются источники питания на последовательное соединение (48 в), сле-
довательно, холодная прокрутка производится при напряжении 24 н.
После нажатия кнопки запуска в течение 1—2 сек сгартер-генераторы
СТГ-12ТМО-1000 раскручивают двигатель. Через 30 сек программный
механизм АПД-19БД переключается на ускоренную отработку. Через
30—36 сек автоматически отключаются стартер-генераторы и таким
образом цикл холодной прокрутки прекращается. Обороты двигателя
составляют 7,0—10% («2—800—1 200 об/мин), при этом давление масла
на входе в двигатель должно быть не менее 0,2 кГ/см2. После прокрут-
ки необходимо прослушать на выбеге двигатель и после остановки ро-
тора второго каскада компрессора закрыть пожарный кран и выключить
насосы ЭЦН-45.

Ложный запуск двигателя шроизводится для заполнения и проверки
герметичности топливной системы двигателя, перед первым запуском
вновь установленного двигателя (при расконсервации), после перемон-
тажа топливных агрегатов и труб, а также после полного слива топлива
из системы двигателя. В случае когда по условиям работы необходимо
проведение холодной прокрутки и ложного запуска двигателя, можно
производить только ложный запуск.

При ложном запуске подготовка к нему и положение органов управ-
ления, а также порядок работы аналогичны запуску на земле, ,но зажи-
гание не включается. Зажигание отключается автоматом защиты
АЗС-15 «Зажигание двигателей» (в ЦРП). РУД устанавливается в по-
ложение «Малый газ» на оборотах 7,0—8,5%. После появления топлива
перед форсунками, топливного тумана на выходе из сопла двигателя и
осмотра топливной аппаратуры (нет ли течи топлива) необходимо пре-
кратить подачу топлива в двигатель установкой РУД в положение «Ос-
танов», но не позднее, чем через 35 сек после начала запуска. Ложный
запуск дает возможность удалить из газовоздушного тракта скопнв-
. шееся там топливо. Максимальные обороты двигателя при этом запуске
не должны быть больше 15,5—20,0% («2=1 800—2 300 об/мин). Давле-
ние масла на входе в двигатель должно быть не менее 0,5 кГ/см2, а дав-
ление топлива в коллекторе первого контура форсунок — 10—20 кГ/см2.
При отсутствии давления масла необходимо на корпусе основного
маслонасоса ОМН-ЗО отвернуть пробку и стравить воздух из тру-
бы подвода масла из бака к двигателю. После окончания цикла за-
пуска и осмотра двигателя слить масло из нижней коробки приводов.

ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЯ НА РУЛЕНИИ И В ПОЛЕТЕ

Перед рулением, на рулении и в полете необходимо:

1. Перед рулением после запуска двигателя проработать на малом
газе не менее 2 мин, на режиме 87,0—88,5% (0,7 номинала) —не менее
264
Рис. 8.10. Поправки на изменение оборотов ротора
второго каскада компрессора при работе двигателя
на земле на номинальном и крейсерском режимах
при постоянной тяге в зависимости от температуры
окружающей среды

температуре окружающе-
го воздуха ниже +15°С
(когда двигатель выходит
на ограничение по мак-

симальному расходу топ-

лива при давлении р=760 мм рт. ст.) на каждые 10°С понижения тем-
пературы окружающего воздуха обороты ротора второго каскада комп-
рессора на взлетном режиме будут понижаться примерно на 1,5—2%
(180—200 об/мин), а температура газа за турбиной — на 20—25°С. Обо-
роты ротора второго каскада компрессора на режимах 0,7 и 0,88 номи-
нального и номинальном при работе на земле (при окружающей темпе-
ратуре ниже +15°С) при постоянной тяге изменяются. Величину по-
правки можно определить по графику на рис. 8.10.

3.	На .взлетном режиме работать не более 5 мин, после чего двига-
тель перевести на более облегченный режим и проработать не менее
5 мин. Допускается повторно работать на взлетном режиме в течение
5 мин.

4.	Помнить, что при неизменном положении рычага управления на
всех режимах до начала автоматической работы —82,5—83,5%
(»2=9 700±50 об/мин) —в случае уменьшения высоты полета и увели-
чения скорости полета обороты роторов первого и второго каскадов ком-
прессора уменьшаются.

5.	Помнить, что при неизменном положении РУД на режимах выше
начала автоматической работы при изменении высоты и скорости поле-
та обороты второго каскада компрессора поддерживаются постоянны-
ми, а обороты первого каскада изменяются. При увеличении высоты и
уменьшении скорости полета вследствие снижения температуры возду-
ха на входе в двигатель обороты первого каскада компрессора увели-
чиваются. Увеличиваются обороты первого и второго каскадов компрес-
сора и при работе двигателя на упоре наклонной шайбы насоса-регу-
лятора НР-30. Обороты ротора второго каскада уменьшаются, а пер-
вого остаются постоянными при увеличении высоты и уменьшении ско-
рости и достижении оборотов ограничения первого каскада компрес-
сора.

6.	В горизонтальном полете избегать работать на режиме
77,0—81,5% (перекладка ВНА, закрытие и открытие заслонок). Вре-
мя работы двигателя в полете от режимов малого газа до номиналь-
ного не ограничивается (работа на этих режимах ограничивается
только ресурсом: номинальный — 40%. взлетный — 5% от общего ре-
сурса).

7-	При загорании сигнальных ламп «Вибрация велика» (виброско-
рость по приборам 50 мм/сек) внимательно следить за изменением
виброскорости и параметров двигателя (оборотами, температурой газа
за турбиной, давлением и температурой масла). Если при дальнейшем
росте виброскорости (выше 50 мм/сек) параметры работы двигателя
не изменяются, то по условиям полета установить двигателю мини-
мально возможный режим и принять все меры к ускорению выключе-
ния двигателя. При достижении виброскоростн до 90 мм/сек, а также
в случае изменения параметров работы двигателя немедленно его оста-
новить.

8.	При загорании сигнальной лампы «Стружка в масле» двигатель
немедленно остановить. Для этого перевести РУД в положение «Малый
газ» и проработать на малом газе в течение 1 мин. а затем РУД устано-
вить в положение «Останов».

Чтобы исключить выход из строя качающего узла НР-30, запрещает-
ся останавливать двигатель закрытием пожарного крана (если останов-
ка авиационного двигателя этим методом не диктуется крайней необ-
ходимостью) .

Запуск двигателя в полете. Запуск двигателя в воздухе отличается
от нормального запуска тем, что панель АПД-19БД не включает панель
пуска ПСГ-2А и питание на стартер-генератор не поступает. Это вызва-
но тем, что в полете неработающий двигатель вращается авторотацией
и в раскрутке не нуждается.

Запуск двигателя в полете производится кнопками на верхнем элект-
рощитке пилотов на оборотах авторотации ротора второго каскада не
ниже 10,5% («2=1 200 об/мин) до высоты 4 000 м и не ниже 13,0%
(«2= 1 500 об/мин) на высоте более 4 000 м.

Крышка щитка запуска в полете должна быть закрыта, необходи-
мое положение переключателя «Воздух» достигается конструкцией
крышки щитка запуска, которая не закрывается при другом его поло-
жении.

При нажатии кнопки «Запуск двигателя в воздухе» на 1—2 сек
вступает в работу панель АПД-19БД и включает систему зажигания
двигателя. Панель АПД-19БД работает в течение 60 сек Через 5—8 сек
необходимо установить РУД в положение «Малый газ», после чего дав-
ление топлива в первом контуре форсунок коллектора возрастет, про-
изойдет поджиг смеси в камере сгорания и двигатель автоматически
выйдет на режим малого газа. Обороты малого газа будут выше, чем
больше высота полета.

На каждые 1 000 м увеличения высоты полета самолета обороты
увеличиваются примерно на 1,5—3,5% (200—400 об/мин). Выход на
требуемый режим разрешается не ранее чем через 1 мин работы на ре-
жиме малого газа.

В случае неудавшегося запуска (через 60 сек с момента нажатия
кнопки запуска) и прекращенного запуска, необходимо РУД установить
в положение «Останов» и продуть двигатель при оборотах авторотации
в течение 30 сек.

После двух неудавшихся попыток запуска авиадвигателя нужно по-
высить обороты авторотации увеличением скорости полета или сниже-
нием высоты полета.

При отказе панели АПД-19БД в процессе запуска двигателя в воз-
духе, что определяется по выключенной лампе «АПД работает», необ-
ходимо нажать на кнопку запуск и удерживать ее в течение 6Q сек
(до загорания топлива).

При запуске допускается заброс температуры газов не выше 620°С в
течение 4 сек.

В случае останова двигателя закрытием пожарного крана повторный
запуск не разрешается. Нормальный запуск гарантируется до высоты
7 000 м.
ОСОБЕННОСТИ ЗИМНЕЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ДВИГАТЕЛЕЙ

1.	В зимнее время для предотвращения образования кристаллов льда
в топливных баках применяется топливо с жидкостью «И» в количестве
0,1 % к общему количеству топлива.

2.	Перед запуском двигателя необходимо проверить от руки, как
вращается ротор второй турбины, осмотреть воздухозаборник и элемен-
ты входного канала, нет ли на них льда. Если есть лед и ротор не вра-
щается, нужно устранить примерзание рабочих лопаток первого каскада
компрессора к корпусу продувкой этого места горячим воздухом с тем-
пературой не выше 80°С (скалывание льда запрещается). При темпера-
турах окружающей среды ниже +5°С и повышенной влажности (дождь,
изморозь, снег) разрешается запуск и работа двигателя с включенной
противообледенительной системой воздухозаборника и двигателя.

3.	При эксплуатации двигателей на маслах МК-8 и МК-8М при тем-
пературах окружающей среды — 30°С и ниже, если самолет находится
на стоянке более 2 ч, перед запуском двигателей необходимо прогреть
аэродромным подогревателем с температурой воздуха не выше 80°С на-
сос-регулятор НР-30 (область автомата запуска), маслоохлаждающую
проставку, нижнюю часть направляющего аппарата первого каскада
компрессора, маслорадпатор (агр. 62) и маслобак. Подогревать не ме-
нее 20 мин, чтобы температура на входе в двигатель была + 10°С-

4.	Если температура окружающей среды —40°С и предполагается
стоянка самолета более 1 ч, необходимо после остановки двигателя
слить масло из двигателя и маслобака, а перед запуском прогреть агре-
гаты и узлы двигатетя горячим воздухом с температурой не выше
+80°С, заполнить маслоспстему двигателя маслом, прогретым до темпе-
ратуры +604—|-80°С и сделать холодную прокрутку двигателя. Вместо
слива масла, подогрева двигателя и заливки подогретого масла разре-
шается подогрев двигателя в течение 30 мин.

5.	Следует помнить, что при низких температурах окружающей сре-
ды (ниже +15°С) обороты и температура газов за турбиной на взлет-
ном режиме понижаются и двигатель может выйти на ограничение по
максимальной тяге вследствие ограничения максимального расхода топ-
лива (при р=760 мм рт. ст.)-

6.	После остановки двигателей во избежание попадания снега в дви-
гатель необходимо плотно закрыть заглушками воздухозаборник и реак-
тивное сопло.

7.	При заправке самолета топливом и маслом, а также при его об-
служивании особое внимание обратить на меры предосторожности про-
тив попадания воды в топпивную и масляную системы.

ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Чтобы повысить пожарную безопасность, на самолете выполнен ряд
конструктивных мероприятий-

1.	Для бытового оборудования кабин применяются невоспламеняю-
щиеся материалы.

2.	В нижней части гондол двигателей сделаны дренажные отверстия
во избежание скапливания горючих жидкостей в случае подтекания си-
стем.	.

3.	В зоне гондол двигателей применена термостойкая изоляция элек-
трожгутов.

4-	На самолете произведена металлизация всех металлических частей
самолета для выравнивания электрических потенциалов различных ча-
стей самолета во избежание образования значительной разности потен-
циалов на них, что может вызвать искровой разряд. Кроме того, метал-
лизация уменьшает помехи радиоприему, а также дает возможность
использовать корпус самолета в качестве второго провода электросети
самолета.

5.	Для уменьшения электрического заряда самолета и предохране-
ния от скапливания статического электричества и его разрядки на са-
молете установлены статические разрядники (на крыле и хвостовом опе-
рении), через которые электрический заряд «стекает» в атмосферу. Са-
молет электрически заряжается в полете в результате трения воздуха о
его поверхности; наиболее значительный электрический заряд самолет
получает при полете в грозовых облаках (величиной до нескольких де-
сятков тысяч вольт). При посадке самолета электрический заряд спи
мается зарядосъемниками, установленными на шасси самолета, т. е-
уходит через них в землю.

6.	Чтобы электрический разряд не произошел при заправке самоле-
та топливом, когда в результате трения движущейся массы топлива о
трубопроводы возникают электрические заряды, способные вызвать
электроискру, перед заправкой необходимо обеспечить надежное зазем-
ление самолета и топливозаправщика. Так как сразу после посадки са-
молета заряд не всегда уходит в землю из-за недостаточно хорошего
контакта зарядосъемников с землей, между раздаточным пистолетом и
заправочной горловиной может проскочить искра. Для предотвращения
этого перед заправкой топливом необходимо установить трос за-
земления заправочного шланга в специальное гнездо около горловины
централизованной заправки или заправочной горловины сверху
крыла.

7.	Для уменьшения возможности распространения пожара в случае
возникновения его в мотогондолах установлены противопожарные пере-
городки из титанового сплава вдоль пилонов и в передней части гон-
долы.

8.	Чтобы прекратить подачу топлива в загоревшийся двигатель, в
топливных магистралях питания каждого двигателя установлены пере-
крывные (пожарные) краны.

9.	Для обнаружения возникновения пожара в гондолах двигателей,
включения световой сигнализации и автоматического включения первой
очереди огнетушителей установлена система сигнализации пожара
ССП-2А, а для обнаружения пожара внутри двигателей и включения
световой сигнализации—система сигнализации 2С7К-

10.	Для тушения пожара в случае его возникновения на самолете ус-
тановлены:

сис	тема тушения .пожара в гондолах двигателей;

сис	тема тушения пожара внутри двигателей;

ручные переносные огнетушители для тушения пожара внутри гер-
метичной части фюзеляжа-

Один ручной огнетушитель типа ОУ закреплен на кронштейнах в
гардеробе экипажа, а второй — на стенке туалетов со стороны пасса-
жирской кабины. Заряжены ручные огнетушители обезвоженной (высу-
шенной) углекислотой с рабочим давлением до 120 кГ/см2. Вес заряда —
1,7+0,1 кГ, радиус действия —до 1,2 м, время непрерывного действия
до полной разрядки— не более 45 сек.

Для тушения пожара необходимо снять огнетушитель и, направив
раструб к очагу огня, нажать спусковой крючок до отказа —углекисло-
та через раструб выбрасывается из баллона. В исходном положении
спусковой крючок пломбируется.

Система тушения пожара в гондолах двигателей. Система (рис. 8.11)
состоит из шести огнетушителей ОС-8МФ(/) с пиротехническим пуско-
вым устройством, разряжающихся в три очереди (по два огнетушителя
в каждой очереди); двух обратных клапанов 2, установленных в трубо-
проводах после огнетушителей первой и второй очереди, для предотвра-
268
7

Рис. 8.11. Принципиальная схема противопожарной системы:

1 — огнетушители ОС-8МФ; 2—-обратные клапаны; 3, 4— блоки электромагнитных кранов
781100 (аварийный н основной); 5, 7 — распылительные коллекторы; 6 — датчики ДПС-1ЛГ;
8 — блок электромагнитных кранов 781100 системы тушения пожара внутри двигателей; 9 ~
огнетушители ОС-2ИЛ; 10— трубопровод с диафрагмой сигнализации саморазряда огнетуши-
телей

щения перехода огнегасящего состава из одной во вторую очереди;
двух блоков электромагнитных кранов № 781100 (основной-/ и аварий-
ный 3); трубопроводов, распылительных коллекторов 5, 7; системы сиг-
нализации пожара ССП-2А и пяти механизмов аварийного включения
системы в случае посадки с убранным шасси.

Огнетушители ОС-8МФ (рис. 8.12) установлены в первом тех-
ническом отсеке между шпангоутами № 25 и 27. Огнетушитель состоит
из стального баллона 4 марки АРХ-8 , головки-затвора 1 типа ГЗСМ,
манометра 2 и сифонной трубки 3, обеспечивающей полный выброс
жидкой части заряда. Цилиндрическая часть баллона обмотана прово-
лочной сеткой 7 для предохранения от разбрасывания осколков в случае
взрыва огнетушителя. Емкость баллона — 8 л, вес пустого огнетуши-
теля— 10,5 кГ, вес снаряженного огнетушителя— 19,8 кГ. Наполняется
баллон фреоном 114В2 (тетрафтордибромат)—бесцветная жидкость с
удельным весом 2,18 Г/см*. Вес заряда — 8,72 кГ. После заполнения
фреоном в баллон нагнетается сжатый воздух до суммарного давления
100±5 кГ/см2 при температуре 20°С. Рабочее давление в баллоне кон-
тролируется по манометру и должно соответствовать величинам, ука-
занным в таблице, помещенной на корпусе баллона (в диапазоне тем-
ператур от —50 до +50°С давление должно быть в пределах
63—121 кГ!смЗ). Предохранительная мем-
брана в штуцере головки разрывается при
давлении 200±20 кГ!см?, и фреон из бал-
лона выбрасывается через трубопровод 10
(см. рис. 8.11), выбивая установленный в
нем сигнальный диск саморазряда (на
шпангоуте № 24 снизу, слева).

Необходимо помнить, что продукты рас-
пада паров бромистых соединений токсичны
и могут вызвать отравление человека. По-
этому в случае сильного обливания фреоном
немедленно принять горячий душ, сменить
одежду, а при ощущении головокружения,
тошноты и головной боли обратиться к
врачу.

Среднее время выброса заряда нз огне-
тушителя около 6 сек.

Головка-затвор (рис. 8.13) огнетушителя
состоит из четырех штуцеров 6, 11, 1 и 12
для подсоединения пиротехнического уст-
ройства, рабочего трубопровода, маномет-
ра и трубопровода саморазряда. При пода-
че тока к запалу пиропатрон ПП-З (5)
взрывается, силой давления пороховых га-
зов ударный шток поворачивает рычаг 4 и
ось-защелка 3 освобождает откидной
рычаг 9 запорного механизма. Под давле-
нием из баллона клапан 10 отжимается
вверх и огнегасящип состав через штуцер
11 поступает через электромагнитный кран
для тушения пожара.

Блоки электромагнитных кра-
нов 781100 служат для распределения
огнегасящего состава в левую и правую гон-
долы двигателей и расположены под полом

у шпангоута № 43. Аварийный блок 3 (см. рис. 8.11) кранов включен
в систему параллельно основному блоку 4.

Блок (рис. 8.14) состоит нз корпуса 3, в который ввернуты один
входной 6 и два выходных 1 штуцера. В каждом выходном штуцере
установлен клапан 2, прижатый к седлу штуцера пружиной 7. Клапан
2 соединен со штоком 4 электромагнита 5 и при подаче сигнала на
электромагнит клапан открывается вследствие втягивания шгока 4,
открывая проход огнегасящему составу из штуцера 6 к штуцеру 1.

Распылительные колчекторы 7 (см. рис. 8.11) установлены па дви-
гателе, а коллекторы 5 — на передней противопожарной перегородке
вдоль внутреннего борта гондолы и в пилоне. Для хорошего распыления
состава в коллекторах просверлены отверстия диаметром 1,5 мм. Кол-
лекторы и трубопроводы выполнены из стальных труб.

Система сигнализации пожара ССП-2А состоит из дат-
чиков ДПС-1АГ (6) и исполнительного блока БИ-2АУ. Датчики крепят-
ся к специальным розеткам ССП-2ИРМ. В каждой гондоле двигателя
установлено девять датчиков, образующих три группы, каждая из ко-
торых включает три последовательно соединенных датчика, установ-
ленных в разных частя : гондолы. Датчик представляет собой хромель-
копелевую термопару. При изменении температуры среды, окружающей
датчики, со скоростью не менее 2°С в секунду и одновременном нагреве
датчиков до температуры 150°С в термобатарее возникает термоэлек-
дродвижущая сила, достаточная для срабатывания поляризованного ре-
Рис 8 13. Головка-затвор огнетушителя-

/— штуцер к манометру; 2— предохранительная мембрана; 3— ось-защелка; 4 — рычаг; 5 — пиро-
патрон; <>— штуцер пиротехнического пускового устройства; 7 — корпус; 8 — винт; 9 — рычаг с
крышкой; 10 — клапан; 11 — штуцер выходной; 12 — штуцер трубопровода саморазряда

ле в исполнительном блоке БИ-2АУ, установленном на стенке шпанго-
ута № 60. В блоке имеется шесть поляризованных реле.

При срабатывании одного из реле >в блоке БИ-2АУ замыкается ис-
полнительная цепь системы пожаротушения, в результате чего включа-
ются световые сигналы в кабине экипажа и автоматически срабатывает
первая очередь огнетушителей.

Для контроля и управления системой пожаротушения на верхнем
электрощитке пилотов имеется панель противопожарной системы. Кро-
ме того, в табло опасных режимов Т-8У2 на средней приборной доске
находятся красные лампы «Пожар», сигнализирующие о возникновении
пожара в соответствующей гондоле двигателя. На верхнем электрощит-
ке находятся (рис. 8.15): главный выключатель 1 противопожарных си-
стем; кнопка 2 проверки ламп (красных) пожарной сигнализации; пере-
ключатели 3 и зеленые лампы 4 пожарных кранов; две красные лампы
6 сигнализации пожара внутри двигателей; две кнопки 5 включения
огнетушителя I очереди при пожаре внутри двигателей; две лампыжноп-
ки 7 (красные) сигнализации пожара и ручного включения (если пожар
обнаружен визуально) I очереди системы пожаротушения в гондолах
двигателей; три лампы 8 (белые) сигнализации исправности электроце-
пей пиропатронов трех очередей огнетушителей системы пожаротушения
в гондолах двигателей; две лампы 12 (белые) сигнализации исправно-
сти электроцепей пиропатронов обоих огнетушителей системы тушения
пожара внутри двигателей; две кнопки 10 и 9 для включения II и III
очереди огнетушителей системы гондол двигателей и одна кнопка 11 для
включения огнетушителя II очереди при пожаре внутри двигателя. Пе-
ред полетом главный выключатель должен быть включен, а все белые
лампы 8, 12 (5 шт.) должны гореть, сигнализируя об исправности элек-
троцепей пиропатронов всех очередей огнетушителей.

Работа системы тушения пожара в гондолах дви-
гателей. При возникновении пожара в одной из гондол двигателей
срабатывает система сигнализации ССП-2А, т. е. датчики термобатареи
дают сигнал на реле в блоке БИ-2АУ, реле срабатывает, в результате
271
чего загорается сигналь-
ная лампа «Пожар» в
табло опасных режимов
Т-8У2. Открывается элект-
ромагнитный кран в бло-
ке 781100 для обеспече-
ния подачи огнегасящего
состава в соответствую-
щую гондолу, загора-
ется лампа-кнопка на
верхнем электрощитке и
срабатывает электропнев-
матпческий клапан ЭК-69,
открывая подачу сжатого
воздуха к цилиндру для
закрытия заслонки кана-
ла продува стартера-ге-
нератора загоревшегося
двигателя. При срабаты-
вании пирозатворов।огне-
тушителей I очереди гас-
нет их белая сигнальная
лампа. После открытия
электромагнитного крана
блока 781100 замыкают-
ся концевые выключате-
ли в кране и ток подает-

Р11С. 8.14. Блок электромагнитных кранов 781100: ся реле, которое замы-
— выходной штуцер; 2—клапан; 3—корпус; 4 — шток; КЙСТ ЦСПИ ПИрОПЙТрОНОВ
5 электромагнит; 6 входной штуцер; 7 — пружина ДВУХ ОГНеТуШИТвЛвЙ I ОЧв-
реди. Пиропатроны взры-
ваются, и огнегасящии состав из огнетушителей I очереди через отвер-
стия в распылительных коллекторах выбрасывается в гондолу двига-
теля в мелкораспыленном виде, создавая там среду, в которой горение
невозможно. Кроме того, температура в гондоле понижается в резуль-
тате испарения огнегасящего состава.

В случае возникновения пожара необходимо: перевести рычаг уп-
равления загоревшегося двигателя в положение «Останов», закрыть по-
жарный кран и кран наддува кабины от этого двигателя, снизить при-
борную скорость до 340 км/ч.

Рис. 8.15. Щиток противопожарных
систем:

7—главный выключатель 2ВГ-15К про-
тивопожарных систем; 2 — кнопка 5КС
проверки ламп сигнализации пожара
(красных): 3— переключатели ППГ-15К
управления пожарными кранами: 4 —
«слепые лампы СЛМ-61 сигнализации
открытого положения пожарных кра-
нов; 5 — кнопки 5КС включения огнету-
шителя ОС-2ИЛ первой очереди; 6 —
лампы (красные) сигнализации пожара
внутри двигателей; 7 — лампы-кнопки
(кратные) сигнализации пожара в гон-
долах двигателей; 8 — лампы (белые)
СЛМ-61 сигнализации исправности це-
пей пиропатронов огнетушителей ОС-
8МФ; 9, 10 — кнопки 5КС включении
огнетушителей 0С-8МФ III и II оче-
реди; 11 — кнопка 5КС включения ог-
нетушителя ОС-2ИЛ II очереди; 12 —
лампы СЛМ-61 (белые) сигнализации
исправности цепей пиропатронов огнету-
шителей ОС-211 Л
Если пожар потушен I очередью огнетушителей, то должна погаснуть
красная лампа «Пожар» в табло опасных режимов, а лампа-кнопка
продолжать гореть (электромагнитный кран открыт). В этом случае для
приведения системы в исходное положение необходимо не ранее чем че-
рез 20 сек после срабатывания огнетушителей I очереди выключить и
снова включить главный выключатель противопожарной системы (это
время необходимо выдержать для того, чтобы дать возможность давле-
нию в системе сравняться с атмосферным, так как при наличии давления
в системе и в полости блока кранов 781100 электромагнитный кран при
повторном включении системы не откроется). При этом электромагнит-
ный кран в блоке 781100 закроется, лампа-кнопка погаснет, заслонка в
канале продува стартер-генераторов откроется.

Если же пожар I очередью не потушен (лампа «Пожар» продолжает
гореть), то необходимо нажатием кнопки включить II очередь огнету-
шителей, а в случае необходимости и III очередь (после срабатывания
пирозатворов этих очередей гаснут их белые сигнальные лампы).

Если пожар был потушен II очередью, го необходимо привести си-
стему в исходное положение, как и в случае тушения пожара 1 оче-
редью.

При повторном возникновении пожара (при израсходованных огне-
тушителях I очереди), в гондоле, где пожар был уже потушен, или в
другой гондоле автоматического включения огнетушителей не произой-
дет. В этом случае при загорании лампы «Пожар» и лампы-кнопки не-
обходимо нажать на кнопку включения огнетушителей II, а при необхо-
димости и III очереди. Если лампа «Пожар» загорается, а лампа-кноп-
ка не загорается, то для открытия электромагнитного крана необходимо
нажать лампу-.кнопку и лишь после этого нажимать на соответствую-
щую кнопку включения огнетушителей.

Если в полете пожар ликвидировать не удается, то командир кораб-
ля должен немедленно экстренно снизиться для вынужденной посадки,
после посадки экипаж должен принять меры к эвакуации пассажиров и
почты и, по возможности, к тушению пожара.

При обнаружении пожара в гондолах визуально, когда лампа «По-
жар» и лампа-кнопка не загораются от системы сигнализации, прошво-
пожарную систему гондол можно включить вручную, для чего после
уточнения места йожара необходимо нажать на соответствующую лам-
пу-кнопку (нажатие лампы-кнопки равносильно срабатыванию системы
ССП-2А и тушение пожара будет происходить точно так же, как и при
автоматическом включении системы).

Для предотвращения в о з н и к н о в е и и я пожара в
гондолах двигателей при посадке с убранным шас-
си или поломке одной из ног на самолете предусмотрено ава-
рийное включение противопожарной системы от ударных механизмов.
Ударные механизмы установлены на подкосах-цилиндрах главных ног
шасси (в нижней части), па консолях крыла снизу и на носовой части
фюзеляжа между шпангоутами № 7 и 8 (всего пять механизмов, на са-
молетах до № 65618 установлены механизмы лишь на цнлипдрах-подко-
сах главных ног шасси). Каждый механизм состоит из концевого
выключателя А812В с рычажным устройством и кронштейна крепления
с хомутом. При ударе о землю рычаг механизма нажимает на концевой
выключатель, который замыкает цепи обоих электромагнитных кранов
аварийного блока 781100 и отключает стартер-генераторы от бортсети.
Краны открываются, и ток подается на пиропатроны огнетушителей всех
трех очередей. Все шесть огнетушителей разряжаются в левую и пра-
вую гондолы двигателей, создавая там среду, предотвращающхто
горение.

Система тушения пожара внутри двигателей. Система состоит из
двух огнетушителей ОС-2ПЛ (поз. 9, см. рис. 8.11) с пиротехническим
пусковым устройством, разряжающихся в две очереди; обратного клапа-
на 2, предотвращающего заполнение огнетушителя I очереди при раз-
рядке второго огнетушителя, блоков 8 электромагнитных кранов 781100
для распределения огнегасящего состава в левый и правый двигатель;
трубопроводов; системы сигнализации пожара 2С7К-

Огнетушители О С-2ИЛ размещены во втором техническом отсе-
ке у шпангоутов № 39 и 40 и отличаются от огнетушителей ОС-8МФ
только формой и емкостью баллона. Сферический баллон огнетушителя
имеет емкость 2 л и заряжается фреоном 114Вг (вес заряда 2,725 кГ),
после чего нагнетается воздух до давления 100±5 кГ/см2. Предохрани-
тельная мембрана разрывается при давлении 200+20 кГ1см2, при этом
будет выбит сигнальный диск саморазряда, который находится у шпан-
гоута № 39 на фюзеляже снизу. Головка-затвор на огнетушителе
ОС-2ИЛ установлена такая же, как и на огнетушителе ОС-8МФ. Вес
пустого огнетушителя — 3,5 кГ, а снаряженного — 6,3 кГ.

Блок электромагнитных кранов 781 100 размещен во втором техниче-
ском отсеке у шпангоута № 44.

Система сигнализации 2С7К включает в себя четыре термодатчика
ДП-6, установленные на двигателях, и исполнительный блок 2С7К, ус-
тановленный на стенке шпангоута № 60.

Работа системы тушения пожара внутри двигателей. При возникно-
вении пожара внутри двигателя термоэлектродвижущая сила датчика
достигает величины, достаточной для срабатывания соответствующего
поляризованного реле в блоке 2С7К (всего в нем четыре реле), которое
подает сигнал на соответствующую красную лампу «Пожар в двигате-
лях» на верхнем электрощитке пилотов. Для тушения пожара необхо-
димо нажать одну из кнопок (ту, которая находится под горящей лам-
пой) для открытия электромагнитного крана и включения пирозатвора
баллона I очереди. После срабатывания пирозатвора гаснет белая сиг-
нальная лампа I очереди и огнегасящий состав подается в полость меж-
ду кожухом вала 'И внутренним кожухом камеры сгорания. После туше-
ния пожара огнетушителем I очереди (красная лампа погасла) систему
необходимо привести в исходное положение, как и в случае пользования
системой тушения пожара в гондолах двигателей.

Если же пожар огнетушителем I очереди не потушен (лампа «По-
жар в двигателях» на верхнем электрощитке горит), то необходимо на-
жать кнопку для разрядки огнетушителя II очереди.

Действия экипажа при возникновении пожара внутри двигателя те
же, что и при пожаре в гондолах двигателей. В случае попадания фрео-
на 114В2 в двигатель (если фреон находился в нем не более 120 ч), не-
обходимо слить масло и промыть двигатель. Если фреон находился в
двигателе свыше 120 ч, то двигатель необходимо снять с самолета.

Предполетный осмотр и проверка исправности систем пожаротуше-
ния. В процессе предполетного осмотра необходимо:

1.	При осмотре самолета убедиться, что ударные механизмы аварий-
ного включения системы тушения пожара в гондолах двигателей нахо-
дятся в исправном состоянии, а сигнальные диски саморазряда не вы-
биты.

2.	При осмотре кабин убедиться, что бортовые огнетушители нахо-
дятся на своих местах и опломбированы, а давление в огнетушителях
систем пожаротушения соответствует табличным значениям.

3.	Проверить исправность противопожарных систем, для чего вклю-
чить соответствующие АЗС на левой панели АЗС и выключить там же
АЗС «Включение баллонов», включить главный выключатель на щит-
ке противопожарных систем. Нажать иа кнопку проверки исправности
сигнальных ламп, при этом должны загореться четыре красные лампы
на щитке противопожарных систем и две лампы в табло Т-8У2 на сред-
ней приборной доске. Нажать поочередно на лампы-кнопки, при этом
274
пампы-кнопки загораются, электромагнитный кран открывается (слышен
щелчок в техотсеке № 2), срабатывает электропневмоклапан ЭК-69 на
закрытие заслонки в канале продува стартер-генераторов (лампы в таб-
ло Т-8У2 при этой проверке гореть не должны). После отпускания лам-
пы-кнопки она должна гореть (электромагнитный кран остается откры-
тым). Если после отпускания лампа-кнопка гаснет, то электромагнитный
кран неисправен. Выключить главный выключатель, лампы-кнопки
должны погаснуть, электромагнитные краны закроются, заслонки в ка-
налах продува стартер-генераторов откроются. Включить главный вы-
ключатель противопожарных систем и АЗС Включение баллонов»,
должно загореться пять белых ламп, сигнализирующих об исправности
цепей пиропатронов двух очередей огнетушителей системы тушения по-
жара внутри двигателей и трех очередей огнетушителей системы ту-
шения пожара в гондолах двигателей.

Предупреждение. Нажатие лампы-кнопки при включенном АЗС
«Включение баллонов» приводит к разрядке огнетушителей I очереди в
гондолу двигателя.

ГЛАВА 9

ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Для обеспечения максимальной дальности полета и максимальной
экономичности пассажирский реактивный самолет должен совершать
своп крейсерский полет на высотах, близких к практическому потолку
(для самолета Ту-134 напвыгоднейшие высоты 10 500—11000 м). Дав-
ление наружного воздуха с подъемом на высоту уменьшается. Закон
этого изменения давления выражается данными международной стан-
дартной атмосферы (MCA).

Человеческий организм функционирует нормально примерно до
высоты 2 400 м, т. е. до давления 0,75 от нормального атмосферного дав-
ления на уровне моря. При падении атмосферного давления падает
парциальное давление кислорода, т. е. часть общего давления воздуха,
приходящаяся на долю кислорода в окружающем воздухе. Из данных
физиологических исследований известно, что минимальным значением
парциального давления кислорода, при котором кровь еще насыщается
на 80—85% кислородом, является величина 47—50 мм рт. ст. Этому пар-
циальному давлению кислорода соответствует высота 4,5 км, являющая-
ся физиологическим пределом высоты для полетов в негерметичной ка-
бине самолета. С уменьшением парциального давления кислорода про-
цесс диффузии его в кровь через тонкие стенки кровеносных сосудов
затормаживается, насыщение крови кислородом происходит в недоста-
точной степени и наступает кислородное голодание, проявляющееся
в человеческом организме самым различным образом:

появляется головная боль, сонливость, уменьшается быстрота реак-
ции;

ухудшается деятельность органов слуха и зрения;

нарушается процесс пищеварения и ухудшается обмен веществ;

появляется тоскливое настроение, а иногда, наоборот, беспричинная
веселость.

Длительное кислородное голодание приводит к обмороку и в конеч-
ном итоге к смерти. Следует отметить то обстоятельство, что испыты-
вающий кислородное голодание человек не чувствует его и чаще всего
не осознает того тяжелого состояния, в котором он находится, до мо-
мента потерн сознания.

С увеличением высоты полета падает также парциальное давление
азота и соответственно уменьшается количество азота, которое может
.	275
раствориться в крови и тканях. Образующийся при этом в организме
излишек азота при быстром подъеме самолета на высоту в открытой
кабине выделяется из крови и тканей в виде газовых пузырьков, ко-
торые оказывают механическое воздействие на ткани, нервные окон-
чания и кровеносные сосуды, что вызывает зуд, сыпь, боли в суставах
и мышцах, а в более тяжелых случаях — временное местное состояние
паралича. Явление, вызывающее боли в суставах и мышцах, получило
название аэроэмболизма.

Реакция человека на все эти явления, вызванные нарушением от-
дельных функций организма на больших высотах, крайне субъективна
и в большей степени зависит от его тренированности.

Наиболее благоприятным давлением воздуха для организма чело-
века является давление около 760 лмг рт. ст. Однако поддержание тако-
го давления в герметической кабине самолета очень невыгодно, так
как на фюзеляж будет действовать большой перепад давлений при по-
лете на больших высотах, что потребовало бы значительного усиления
конструкции фюзеляжа, а следовательно, заметного увеличения
его веса. Величина перепада давлений Ар должна быть такой, чтобы
дополнить атмосферное давление на максимальной эксплуатационной
высоте (для высоты 11 км — 169,6 мм рт. ст., для высоты 12 км —
144,9 мм рт. ст.) до давления 570 мм рт. ст., соответствующего высо-
те 2 400 м по MCA. Выбранная таким образом в зависимости от макси-
мальной эксплуатационной высоты полета величина необходимого пе-
репада давления вводится как эксплуатационная нагрузка в расчет
герметической кабины на статическую и усталостную прочность и как
расчетная величина в систему автоматического регулирования давле-
ния в кабине.

Создание гермокабины является единственным мероприятием, обес-
печивающим на больших высотах необходимые жизненные условия и
комфорт пассажирам и экипажу.

Разгерметизация (декомпрессия) гермокабины подвергает пасса-
жиров и экипаж большой физиологической опасности. Не считая таких
побочных явлений, как образование тумана вследствие выпадения влаги
и возникновение сильных потоков воздуха, увлекающих за собой пыль,
сор и отдельные незакрепленные предметы, которые могут нанести уши-
бы и увечья пассажирам, внезапная разгерметизация может иметь сле-
дующие последствия:

1.	Быстрое изменение давления от величины, соответствующей высо-
те 2400 м (570 мм рт. ст), до величины, соответствующий высоте
10—12 км (198,2—144,9 мм рт. ст.), может привести к повреждению
внутренних органов человека, особенно легких вследствие расширения
газов, возможны также кровоизлияния в легкие, сердце и в голову (под
твердой мозговой оболочкой и позади барабанной перепонки в ушах),
что быстро приводит к обморочному состоянию человека, он теряет соз-
нание, даже может наступить смерть.

2.	Обмораживание пассажиров и экипажа вследствие постепенного
снижения температуры в кабине до температур, близких к температуре
наружного воздуха минус 50—56,5°С.

Если люди, находившиеся в кабине, перенесли сам процесс декомп-
рессии, то их возможности пребывания на большой высоте крайне огра-
ничены. «Активное» или «резервное» время, в течение которого от
момента начала острого кислородного голодания человек находится в
сознании, зависит от «высоты», установившейся в кабине, и от индиви-
дуальной выносливости человека. Некоторые исследователи этой пробле-
мы называют величину «резервного» времени 20—26 сек при изменении
«высоты» в кабине с 2,4 до 12 км, другие считают, что оно не превосхо-
| днт 10 сек. При изменении «высоты» в кабине с 2,4 до 8 км «резерв-
ное» время равно примерно 180 сек, до 9 км—120 сек, 10 км — 60 сек,
276
11 км — 40 сек (без использования кислородной маски при внезапной
разгерметизации кабины). За «активным» временем следует потеря соз-
нания, дальнейшее нарушение жизнедеятельности человеческого орга-
низма вплоть до наступления смерти.

Внезапная или взрывная разгерметизация может быть вызвана сле-
дующими причинами.

1.	Разрушением конструкции гермокабины, особенно стекол фонаря
экипажа, окон, дверей, аварийных и грузовых люков вследствие недос-
таточной прочности из-за появившейся коррозии и неправильной их
эксплуатации.

2.	Повреждением конструкции гермокабины извне при разрушении
дисков и лопаток турбин двигателей, при попадании в самолет ударов
молнии или птиц, при соприкасании в воздухе с другими самолетами.

3.	Неисправностью системы автоматического регулирования давления.

Для предотвращения возможности разгерметизации гермокабины на
самолете Ту-134 обеспечена ее высокая статическая и усталостная проч-
ность при работе от сил внутреннего давления, внешних аэродинамичес-
ких и инерционных сил (разрушающий перепад давлений для фюзеля-
жа 1,2 кГ/см2, для фонаря кабины— 1,4 кГ/с.ч2, для остекления пасса-
жирской кабины — 3 кГ/см2). Все люки и двери самолета прижимаются
внутренним давлением к своим окантовкам с тем, чтобы они сами не
могли открыться в полете и чтобы человек не мог их открыть случайно
или умышленно. Остекление фонаря летчиков, помимо удовлетворения
требованиям статической усталостной прочности, выдерживает удар
большой птицы весом до 2 кГ.

На самолете имеется световая и звуковая сигнализация падения дав-
ления, автоматически срабатывающая как только «высота» в кабине
поднимается выше 3 000±150 м.

Если разгерметизация гермокабины все же произошла, то наиболее
радикальной мерой является экстренное снижение самолета на безопас-
ную высоту (порядка 4 000—4 500л<). Пилот, получивший сигнал о паде-
нии давления в гермокабине, обязан немедленно начать экстренное сни-
жение с возможно большей вертикальной скоростью, не допуская превы-
шения максимально допустимого числа М=0,82 до высоты 8 600 м, а на
меньших высотах — превышения максимально допустимой скорости по
прибору 600 км/ч.

Чтобы самолет снижался с вертикальной скоростью 45—50 м!сек и
не разгонялся по траектории, перед началом снижения необходимо пере-
вести двигатели иа малый газ и выпустить шасси. Человек выносит без
всяких болевых ощущений изменение давления со скоростью не более
0,18 мм рт. ст./сек, т. е. со скоростью 2,5—3 м/сек по кабинному варио-
метру на больших высотах и около 2 м/сек на высотах 6—7 км и ниже.
При большей скорости изменения давления в кабине возникают боли
в ушах, лобной пазухе, в легких. Но кратковременно возможно допу-
стить увеличение скорости изменения давления в кабине до 2 мм рт
ст./сек, что позволяет обеспечить экстренное снижение самолета с вы-
соты 11 км до высоты 5 км за 2 мин 40 сек. При таком снижении
«резервное» время превышено не будет и пассажиры теоретически
останутся здоровы даже без применения кислородного питания, хотя
большинство из них будет находиться в полуобморочном или обмороч-
ном состоянии.

Требования к герметической кабине пассажирского самолета. Гер-
метическая кабина самолета Ту-134 выполнена по так называемой вен-
тиляционной схеме, т. е. с непрерывной подачей воздуха в кабину от
компрессоров двигателей и непрерывным выпуском воздуха вместе с вы-
деляемым из организма углекислым газом в атмосферу через выпуск-
ные клапаны системы автоматического регулирования давления в каби-
не самолета.
К герметической кабине пассажирского самолета предъявляются
следующие требования.

1.	Воздух в гермокабине должен сменяться не менее 25—30 раз за
за 1 ч, чтобы обеспечить его чистоту и постоянный состав. Частота смены
воздуха определяется забираемым количеством его от компрессоров
двигателей.

2.	При подаче воздуха в кабину скорость движения воздуха не дол-
жна превышать 0,5 м)сек во избежание «сквозняков».

3.	Температура воздуха в кабине должна быть 20±2°С при неравно-
мерности поля температур не более 3°С по длине, ширине и высоте каби-
ны.

4.	Температура воздуха, подаваемого в кабину для ее обогрева, не
должна превышать 75—80°С, а температура воздуха, подаваемого по
линии вентиляции (общей и индивидуальной),---(-15°С на установивших-

ся режимах.

5.	Влажность воздуха должна составлять 25—60%, хотя понижение
ее не влечет за собой серьезных последствий для человеческого орга-
низма. Увлажнители воздуха на самолете не применяются, так как их
установка пока не дает желаемых результатов.

6.	Из условия прочности гермокабины, рассчитываемой на внутреннее
давление, обратный перепад давления (наружное атмосферное давление
больше давления в кабине, например, при экстренном снижении в слу-
чае разгерметизации) не должен превышать 0,007 кГ)см2 (5,2 мм
рт. ст.), а система регулирования нормального перепада давления долж-
на выдерживать заданный расчетный перепад с точностью
до ±0,02 кПсм2.

7.	Общая герметичность кабины вентиляционного типа должна быть
такой, чтобы при расчетном перепаде давлений утечка воздуха из каби-
ны не превышала бы 2 кГ/ч на 1 м3 объема (объем гермокабины самоле-
та Ту-134 равен 114,33 Л13), что проверяется при испытании кабины на
герметичность по времени падения перепада давления от 0,57 кГ1см2 до
0,1 кГ1см2 (время падения должно быть не менее 25 мин).

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

Система кондиционирования воздуха обеспечивает:

1.	Наддув гермокабины, т. е. поддержание необходимого давления
согласно заданному закону на всех высотах полета.

2.	Вентиляцию гермокабины, т. е. поддержание постоянного состава
воздуха и его чистоту.

3.	Обогрев гермокабины.

Система кондиционирования воздуха работает по принципу открыто-
го воздушного цикла за счет сжатого воздуха, отбираемого от четвер-
тых ступеней второго каскада компрессоров обоих двигателей. В зави-
симости от режима работы двигателей и высоты полета количество отби-
раемого воздуха составляет 3 500—4 000 кГ1ч от обоих двигателей. Тем-
пература отбираемого водуха может быть в диапазоне от 120 до 300°С,
давление — от 1,7 до 7 кГ!см2.

Кондиционирование отбираемого от компрессоров двигателей воздуха
осуществляется системами вентиляции и обогрева. Система конди-
ционирования имеет автоматические устройства, поддерживающие необ-
ходимую температуру и давление в гермокабине, позволяет осущест-
влять контроль за расходом воздуха, температурой воздуха в самой сис-
теме и кабинах самолета, а также контроль за высотой и перепадом
давления в кабине со световой и звуковой сигнализацией их предельных
значений.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает непрерывную по-
дачу свежего воздуха в гермокабину и выпуск отработанного воздуха
278
р. мирт. cm.

вместе с выделяемым из организма человека углекислым газом в атмос-
феру через выпускные клапаны системы автоматического регулирования
давления (АРД). Система АРД поддерживает следующий закон изме-
нения давления в гермокабине: при изменении высоты полета (рис. 9-1):
до высоты 6 300 м давление в кабине поддерживается 760 мм рт. ст., а
на больших высотах давление в гермокабине постепенно понижается с
увеличением высоты эквидистантно кривой падения давления по MCA
при сохранении постоянного перепада давлений в гермокабине и за бор-
том самолета в 0,57 кПсм2. На высоте полета 12 км давление в гермо-
кабине соответствует давлению на высоте 2 400 м по MCA.

Количество воздуха, поступающего в гермокабину, на малых высо
тах обеспечивает 32-кратный обмен воздуха в течение 1 ч, а на высо-
те 12 км — 25-кратный. Воздух поступает в верхнюю и нижнюю части
гермокабины, что обеспечивает равномерную температуру и достаточ-
ную вентиляцию во всех ее точках.

Горячий воздух с температурой около 70°С поступает из панелей
обогрева снизу, а холодный с температурой около 10°С — сверху, что
создает хорошие условия конвекции. Отбор воздуха для работы систе-
мы кондиционирования производится от фланцев компрессоров двига
телей через две перекрывные заслонки по двум магистралям — по одной
от каждого двигателя. Затем магистрали от каждого двигателя раз-
ветвляются, образуя системы вентиляции и обогрева. После разветвле-
ния трубопроводы линий вентиляции от левого и правого двигателей
объединяются в общую магистраль вентиляции, а трубопроводы линий
обогрева от левого и правого двигателей — в общую магистраль обогре
ва. Наличие обратных клапанов в трубопроводах вентиляции и обогре-
ва, идущих от каждого двигателя, обеспечивает нормальную работу
системы в случае отказа одного нз двигателей.

Управление электромеханизмами перекрывных заслонок отбора воз-
духа от левого и правого двигателя осуществляется двумя переключа-
телями ПНГ-15К нажимного типа, расположенными на приборной дос
ке правого пилота. Переключатели имеют надписи: «.Наддув кабин —
Больше — Меньше». При нажатии этих переключателей в сторону
надписи «Больше» открываются заслонки отбора воздуха от левого и
правого двигателей. При нажатии этих переключателей в сторону над-
писи «Меньше» заслонки закрываются, отбор воздуха уменьшается или
прекращается полностью в зависимости от времени нажатия переклю-
чателей.
СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ ГЕРМОКАБИНЫ

Система вентиляции (рис. 9.2) гермокабины служит для подачи све-
жего воздуха в кабину с целью вентиляции и наддува. Система предус-
матривает вентиляцию в полете от работающих двигателей, вентиля-
цию в полете от скоростного напора при полетах на высотах до 3 км и
вентиляцию кабин на земле от работающих двигателей. Кроме того, ка-
бину можно вентилировать на земле от наземного кондиционера.

Систему вентиляции кабин от работающих двигателей образуют ма-
гистрали, идущие от места разветвления общих трубопроводов системы
кондиционирования. До шпангоутов № 55 в магистралях установлены
два обратных клапана 15 (изделие 509). Во избежание выхода из строя
турбохолодильника и для улучшения работы системы с негерметичной
стороны шпангоута № 55 в магистралях, идущих от левого и правого
двигателей, установлены ограничители 16 абсолютного давления (изде-
лие 2134АТ), понижающие давление воздуха до 3,1±0,2 кГ)см2. После
ограничителей давления магистрали от левого и правого двигателей
объединяются и воздух по общему трубопроводу подводится к воздухо-
воздушному радиатору (ВВР) 20, где температура его понижается на
150—170°С за счет продувки радиатора скоростным напором, входной
канал для которого расположен в форкиле. После ВВР воздух, охлаж-
денный до температуры +35-----(-75°С (на крейсерских высотах), посту-

пает в турбохолодильник (ТХ) 24, где вторично понижает свою темпе-
ратуру до —15----f-25°C. От турбохолодильника воздух подходит к ог-

раничителю скорости нарастания давления (4861) 33 и одновременно
через регулятор избыточного давления 34, глушитель 27 шума, мерную
шайбу 28 и два обратных клапана 14 и 32 к коробу 31 вентиляции.

Рнс. 9.2. Принципиальная схема системы вентиляции:

1— ручная заслонка штурмана; 2— вентилятор кабины штурмана; 3 — трубопровод; 4— ручная
заслонка в кабине экипажа; 5. 9, 10 — датчики температуры П-9 из комплекта ТВ-19; 6— задат-
чик температуры 2400; 7 — воздухопроводы вентиляции кабины экипажа; 8 — бортовой короб вен-
тиляции; 11 — блок 2427; 12, 15 — обратные клапаны 509; 13, 29 — датчики температуры П-1; 14 — об-
ратный клапан 124А-7611-235; 16 — ограничители абсолютного давления 2I34AT; 17 — обратные
клапаны 2355; 18 — штуцер подсоединения наземного кондиционера; 19 — электро механизм МПК
13А5 заслоикн вентиляции на малых высотах; 20 — воздухо-воздушный радиатор 1615; 21 — за-
слонка выходного канала ВВР; 22— электропиевматическнй клапан 1200Л управления заслонкой
21; 23— масломер турбохолодильннка. 24— турбохолодильник 1621; 25, ^ — распределители воз-
духа 514; 27— глушитель шума 507; 28 — мерная шайба; 30 — штепсельный разъем наземной про-
верки блока 2427; 31 — короб вентиляции; 32 — обратный клапан 510; 33 — ограничитель скорости
нарастания давления 4861; 31 — регулятор избыточного давления 4833; 35— указатели температу-

ры ТВ-1
Обратные клапаны 17 линий вентиляции кабин от скоростного напора
и наземного кондиционера при этом закрываются потоком воздуха.
Для измерения температуры в коробе вентиляции на входе в него уста-
новлен датчик температуры П-1 (13), термометра ТУЭ-48, указатель
которого расположен на приборной доске правого пилота.

Во избежание понижения температуры воздуха в системе вентиляции
при очень низких температурах окружающего воздуха воздухе-воздуш-
ный радиатор и турбохолодильник имеют две обводные магистрали, по
которым горячий воздух можно перепускать помимо турбохолодильни
ка или помимо турбохолодильнпка и воздухо-воздушного радиатора
На этих обводных магистралях установлены распределители воздуха
(изделия 514) 25 и 26, регулирующие количество горячего воздуха, что
позволяет поддерживать определенную температуру за турбохолодиль
ником.

Переключатели управления электромеханизмами распределителей
воздуха расположены на щитке системы кондиционирования в кабине
экипажа на правом борту и имеют четыре положения: «Автомат», «Го-
рячо», «Холодно» и «Выключено». Пользуясь этими переключателями,
можно автоматически или вручную установить заслонки распределите-
лей воздуха в положения, обеспечивающие нужную температуру в сис-
теме вентиляции, контролируемую по указателю термометра ТУЭ-48.

Скорость и шум при движении воздуха по системе вентиляции из-за

Контрольный
щиток о заднем
багажнике

Крамы natyta Веню

Левый ПреМ

000,00-
Претивоёмеветнпии

крыло „ кйм 3s.fm»uPJj

ЛрвЬш Ле) нН Ле! flpat
Отяр-Закр еткрЗаяр
оооооо

Вешил
KoSufW

Вешия Вешил Перед
намол на земле Взлепм

Высота! Лыи

РлЛ-Т?

Вептимцая
Питание тх ВВР
atm atm aim

ОбвгреВ кабины

Экипаж Пемд ЗаЗн.
atm. atm. atm

Сиенал turttya
протиВоайлеа

ф-—

ВЫКЛ

выкл

JJ

13 14 15 16

п и го

0m ддигатгля

(^ептиляция)

КреЗ. ЗаЗпЛ

24
больших расходов воздуха и пульсаций его после компрессоров двигате-
лей и турбохолодильника достаточно велики. Поэтому в системе-уста-
новлен глушитель 27 шума. Обратные клапаны 15 служат для перекры-
тия и предотвращения утечек воздуха из системы вентиляции при оста-
новке одного из двигателей. В этом случае обеспечивается нормальная
работа системы вентиляции от одного двигателя.

Раздача воздуха по гермокабине осуществляется из щелей, патруб-
ков и насадков индивидуальной вентиляции, куда воздух поступает по
коробам и воздухопроводам. В гермокабине от шпангоута №55 до шпан-
гоута № 47 идет один общий короб 31 большого сечения, который затем
разветвляется на два короба 8, идущих вдоль багажных полок. От этих
коробов идут ответвления, снабжающие воздухом насадки индивидуаль-
ной вентиляции, и патрубки раздачи. В общем коробе имеется ряд щелей,
по которым воздух поступает в задний багажник и туалеты. От короба,
расположенного вдоль правой багажной полки, идет воздухопровод в бу-
фет, к месту работы бортпроводника. На этом трубопроводе имеются три
насадки индивидуальной вентиляции. От шпангоута № 45 в верхней час-
ти фюзеляжа идут два воздухопровода 7, которые затем объединяются
в один для подачи свежего воздуха в кабину экипажа. Воздухопровод
экипажа имеет ручную заслонку ~4, расположенную вверху у шпангоута
№ 9. Такая же заслонка 1 установлена и на воздухопроводе вентиляции
отсека штурмана. Для увеличения подачи свежего воздуха в отсек штур-
мана на этом же воздухопроводе установлен вентилятор 2 кабины
штурмана.

Для улучшения условий работы при повышенных температурах пре-
дусмотрен индивидуальный обдув членов экипажа вентиляторами ДВ-3,
создающими местную циркуляцию воздуха. Выключатели ВГ-15К венти-
ляторов пилотов установлены на электрощитах правого и левого пило
тов. Выключатель ВГ-15К. вентилятора ДВ-3 штурмана расположен на
панели выключателей штурмана, а выключатель вентилятора кабины
штурмана — на кислородном щитке штурмана. Для устранения помех
радиоприему, создаваемых электродвигателями вентиляторов, в их це-
пи питания включены конденсаторы емкостью по 4 мкф, а питающие
провода экранированы.

Автоматы защиты сетей системы кондиционирования расположены
на правой панели АЗС.

Система вентиляции кабин на земле. При работе системы вентиляции
от работающих двигателей на земле воздухо-воздушный радиатор про-
дувается атмосферным воздухом, который просасывается одноступенча-
тым компрессором, сидящим на одном валу с турбинкой турбохолодиль-
ника. Атмосферный воздух забирается через воздухозаборник в киле и
после продувки радиатора выходит за борт через патрубок, расположен-
ный в нижней части фюзеляжа. Для исключения подсоса воздуха нз
атмосферы выходной канал воздухо-воздушного радиатора перекрывает-
ся четырехпластинчатои заслонкой 21 с помощью воздушного цилинд-
ра, шток которого посредством рычагов и поводка соединен с пластина-
ми заслонки.

При установке переключателя ППНГ-15К «Вентиляция на земле» в
положение «Открыто» на щитке кондиционирования срабатывает элект-
ропневматический клапан 22 (изделие 1 200А), расположенный на ле-
вом борту фюзеляжа у шпангоута № 57. Клапан перепускает сжатый
воздух, забираемый от пятой ступени компрессоров из магистрали обо-
грева воздухозаборников с давлением около 6 кГ/см2, в воздушный ци-
линдр управления заслонкой 21. Шток воздушного цилиндра 1 выдвн
гается (рис. 9.3) и через систему рычагов поворачивает пластины
заслонки, перекрывая выходной канал ВВР за 1—2 сек. При установке
переключателя ППНГ-15К в положение «Закрыто» электропневматпче-
Рис. 9.3. Заслонка выходного канала воздухо-воздушного радиатора ВВР:
/ — воздушный цилиндр; 2— рычаг; 3 — корпус; 4 — ось; 5—втулка; 6 —пластина; 7 — поводок,
8 — болт; 9 — кронштейн

ский клапан сообщает воздушную полость цилиндра с атмосферой и
под действием возвратной пружины шток цилиндра втягивается, повора-
чивая пластины в обратном направлении и открывая выходной канал
ВВР.

При включении вентиляции на земле загорается красная сигнальная
лампа с надписью «Перед взлетом выключи», расположенная рядом с
переключателем ППНГ-15К на щитке кондиционирования и подключен-
ная в электроцепь переключателя. Горение лампы напоминает о необхо-
димости выключения вентиляции на земле непосредственно перед взле-
том и закрытия заслонок наддува.

Перед включением вентиляции на земле необходимо убедиться, что
вентиляция на малых высотах выключена, закрыть распределители воз-
духа в обводных каналах ВВР и ТХ, установив их переключатели «Вен-
тиляция ТХ, ВВР» в положение «Холодно» на 50 сек. После этого мож-
но открыть перекрывные заслонки «Наддув кабин».

Вентиляция кабин на малых высотах. Система вентиляции на малых
высотах служит для подачи в короб вентиляции атмосферного воздуха
при полете на высоте до 3 000 м.

При установке переключателя «Вентиляция на малых высотах» в по-
ложение «Открыто» на щитке кондиционирования срабатывает электро-
механизм МПК-13А5 (поз. 19, на рис. 9.2; расположен на входном кана-
ле воздухо-воздушного радиатора у шпангоута № 57 в верхней части),
который поворачивает заслонку, перекрывая входной канал радиатора.
Скоростной напор через воздухозаборник в киле и через два обратных
клапана /7 и 14 поступает в короб вентиляции и далее в систему.

Закрытое положение заслонок входного канала радиатора контроли-
руется по загоранию белой лампы на контрольном щитке в заднем
багажнике.

При пользовании системой вентиляции на малых высотах переклю-
чатель ППГ-15К «Сброс давления» (на приборной доске правого пило-
та внизу под красным колпачком) перед взлетом необходимо устано-
вить в положение «Замедленный» для обеспечения выпуска воздуха и
свободной вентиляции кабин.

После пользования системой вентиляции на малых высотах перед
включением наддува кабин от двигателей необходимо установить пере-
ключатель «Сброс давления» в положение «Выключен», переключатель
«Вентиляция на малых высотах» — в положение «Закрыто». Лишь после
этого можно открывать заслонки наддува кабин, так как при выклю-
чении сброса давления после открытия заслонок наддува произойдет
резкое повышение давления в кабинах, что плохо скажется на само-
чувствии пассажиров (на барабанных перепонках ушей)-

Запрещается одновременное пользование наддувом кабин от двига-
телей и системой вентиляции на малых высотах, так как радиатор не
будет продуваться и его можно вывести из строя.

Обработка кабин на земле от наземного кондиционера. На самолете
предусмотрено охлаждение или обогрев кабин в зависимости от темпе-
ратуры окружающего воздуха с помощью наземного кондиционера, ко-
торый подключается через штуцер 18, установленный на левом борту
у шпангоута № 57. После штуцера в трубопроводе установлен обрат-
ный клапан 17 (изделие 2 355), предотвращающий утечки воздуха в слу-
чае негерметичности крышки штуцера. При обогреве кабин наземным
кондиционером воздух, поступающий в короб вентиляции, должен
иметь температуру не более 60°С. На самолете с № 65623 имеется до-
полнительный штуцер в районе шпангоутов № 40 и 41 для подключе-
ния наземного кондиционера (под люком второго техотсека).

АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

Перекрывная заслонка 2 517 служит для перекрытия магистрали кон-
диционирования наддува кабин. Заслонка включает в себя перекрывное
устройство, состоящее из корпуса, конической пары шестерен, валика с
заслонкой и электромеханнзма МПК-5А. В корпусе имеются специаль-
ные отверстия для контроля за положением заслонки и кулачок, являю
щийся упором для выключения заслонки в крайних положениях. Пол-
ностью открывается или закрывается заслонка за 6—7 сек. Для контро-
ля открытого и закрытого положения заслонок на контрольном щитке
в заднем багажнике имеются четыре белые лампы с надписью «Краны
наддува — Открыто — Закрыто», (см. рис. 9.2).

Расположены перекрывные заслонки в пилонах двигателей — по од-
ной в пилоне.

Компенсаторы типа СРГС, РГТ8Д2. Компенсаторы типа СРГС
(сварной рукав гибкий, стальной) служат для компенсации монтажных
зазоров, перекосов и длин магистралей воздухопроводов в зависимости
от температуры. В системе кондиционирования установлены два компен-
сатора в пилонах двигателей. На самолетах с № 65623 установлены
компенсаторы типа РГТ8Д2. Каждый компенсатор состоит из стального
гибкого рукава, экрана и фланцев

Ограничитель абсолютного давления 2134АТ предназначен для под-
держания давления, равного 3,1 ±0,2 кГ/см2 перед воздуховоздушным
радиатором и турбохолодильником.

Ограничитель состоит из корпуса (рис. 9.4), командного сильфона
7, исполнительного сильфона 6, верхнего 2 и нижнего / основных клапа-
нов, дросселирующего устройства 3, аварийного клапана 4 и тормозно-
го устройства 9.

Командный сильфон предназначен для поддержания постоянного
давления во внутренней полости исполнительного сильфона, равного
давлению на выходе из регулятора, путем перепуска части воздуха в
атмосферу. Исполнительный сильфон, нижняя крышка которого соеди-
нена со штоком клапанов, предназначен для открытия и закрытия этих
клапанов на определенную величину в зависимости от давления на вы-
ходе Дросселирующее устройство ограничителя не позволяет ему ре-
агировать на любые изменения давления, что обеспечивает стабильную
работу агрегата. Тормозное устройство способствует затуханию возни-
кающих автоколебаний исполнительного механизма.

" Ограничитель работает следующим образом. Воздух, поступающий
Рис. 9.4. Схема работы ограничителя абсо-
лютного давления 2134АТ:

I — нижиий клапан; 2 — верхний клапан; 3 —
дроссельное устройство; 4 — аварийный клапан:
5 — клапан; 6 — исполнительный сильфон; 7 — ко-
мандный снльфон; в — седла; 9— тормозное уст-
ройство

Рис, 9.5. Принципиальная схема турбохо-
лодильника:

/ — стакан; 2 — корпус компрессора; 3 — щиток;

4 — входной патрубок компрессора; 5 — подшип-
ник; 6 — вал; 7 — диск компрессора; 8 — полость;

9— улитка турбины; 10— выходной патрубок тур-
бины; И — диск турбины; 12 — сопловой венец
турбины; 13 — канал; 14 — корпус подшипников;
15 — масляная полость; 16 — улитка компрессора

через входной штуцер, проходит через щели между клапанами 1 и 2
и седлами 8 корпуса и одновременно по каналу в корпусе поступает во
внутреннюю полость исполнительного сильфона через дросселирующее
устройство 3. Со стороны выхода воздух через специальное отверстие
поступает в наружную полость исполнительного сильфона. Командный
сильфон 7 в случае повышения давления во внутренней полости испол-
нительного сильфона 6 сожмется и откроет клапаном 5, закрепленным
к его верхней крышке, отверстие, через которое часть воздуха из внут-
ренней полости исполнительного сильфона стравится в атмосферу. В
результате образования разности давлений снаружи и внутри исполни-
тельный сильфон сжимается и прикрывает клапаны 1 и 2, не допуская
давления на выходе более 3,1 ±0,2 кГ1см2. На больших высотах полета,
когда давление за компрессорами падает и не превышает 3,1 кГ!см",
клапаны ограничителя полностью открыты и исполнительный сильфон
практически не работает.

В случае разгерметизации командного сильфона, а также в случае
чрезмерного повышения давления на выходе из ограничителя вступает
в работу аварийный клапан 4, сбрасывающий излишек воздуха из внут-
ренней полости исполнительного сильфона 6, в результате чего он сож-
мется и прикроет клапаны 1 и 2.

Два ограничителя давления 2134АТ установлены у шпангоута № 55
со стороны негерметичной части фюзеляжа.

Воздухо-воздушный радиатор ВВР (изделие 1 615) является первич-
ной ступенью охлаждения воздуха, идущего от двигателей в систему
вентиляции. Температура в ВВР понижается в среднем на 150—170"С.
ВВР имеет вид прямоугольного блока, собранного из трубок, через ко-
торые проходит горячий воздух. Пройдя половину блока, воздух меняет
направление на обратное, таким образом дважды встречаясь с потоком
продувочного воздуха, идущего между трубками в перпендикулярном
направлении. Охлаждающая поверхность ВВР — 26,2 м2, разрушающее
давление — 10 кГ!см2, вес — 50 кГ.

Воздухо-воздушный радиатор расположен в хвостовом отсеке между
шпангоутами № 56 и 58 на левом борту.

Турбохолодильник ТХ (изделие 1621) выполняет две функции
(рис. 9.5).

1.	Охлаждает воздух, поступающий из ВВР, являясь второй сту-
пенью охлаждения.

2.	Просасывает воздух своим компрессором для продувки ВВР при
работе системы кондиционирования на земле.

Турбохолодильник ТХ состоит из турбины и компрессора, связанных
между собой общим валом 6, улитки 9 турбины и улитки 16 компрессо-
ра, соплового венца 12 и других деталей.

Воздух, поступающий из ВВР, идет в сопловой венец, где скорость
его возрастает и он адиабатически расширяется, теряя температуру и
давление. Набегая с большой скоростью на лопатки диска турбины,
воздушный поток вращает ее, превращая кинетическую энергию в меха-
ническую энергию вращения. В результате совершения работы темпе-
ратура и давление воздуха падают.

В выходной патрубок ТХ воздух поступает с давлением 0,7 —
1,22 кГ]см2 с температурой — 50-:-±35°С.

Нагружается турбина за счет компрессора, который засасывает воз-
дух из канала, сжимает его и выбрасывает в атмосферу.

Турбохолодильник имеет масляную полость и устройство для подачи
масла к подшипникам (масловоды и фильтр).

Между улитками в нижней и верхней части корпуса имеются резь-
бовые отверстия под штуцера для соединения с помощью гибкого шлан-
га маслопровода с уровнемером масла. Масло в систему смазки ТХ
заливается через уровнемер, который имеет фильтр и прозрачный ста-
кан с двумя кольцевыми рисками для контроля минимального и макси-
мального уровней масла в ТХ. Внизу уровнемера имеется пробка для
слива масла. Масло заменяется через 200±10 ч налета. В системе смаз-
ки турбохолодильника применяется масло ЛНМЗ=36/1.

Турбохолодильник рассчитан на производительность 2 200±200 кГ/ч
у земли и 850±80 кГ/ч на высоте 12 км.

Установлен турбохолодильник в хвостовом техническом отсеке меж-
ду шпангоутами № 58 и 59 на левом борту.

Распределители воздуха (изделие 514). Два распределителя возду-
ха, установленные в системе вентиляции, служат для перепуска воздуха
через ВВР и ТХ или помимо их, благодаря чему поддерживается не-
обходимая температура в коробе вентиляции и кабинах самолета.
Два других распределителя воздуха установлены в системе обогрева пе-
редней и задней кабины пассажиров .н служат для регулирования ко-
личества воздуха, а следовательно, и температуры по линии обогрева.

Распределитель воздуха состоит из корпуса и электромеханизма
МПК-1. на выходном валике которого имеется муфта. К ней закреплен
один конец спиральной пружины, другой конец пружины закреплен к
осн заслонки. Спиральная пружина обеспечивает прилегание заслонки
к корпусу с натягом. Заслонка перекрывает магистраль полностью или
частично при повороте оси заслонки электромеханизмом. Полное пере-
мещение заслонки из одного крайнего положения в другое осуществля-
ется за 50 сек.

Два распределителя воздуха системы вентиляции расположены в
хвостовом техническом отсеке у шпангоутов № 56 и 58. Управляются
зги распределители переключателями П2НПГ-15Г «Вентиляция — ТХ —
ВВР» на щитке системы кондиционирования, имеющими следующие по-
ложения: «Автомат», «Холодно», «Горячо» и «Выключено».

Два распределителя воздуха системы обогрева расположены под по-
лом у шпангоутов № 24 п № 37. Эти распределители управляются пе-
реключателями П2НПГ-15К «Обогрев кабин — Передней — Задней»,
имеющими следующие положения: «Автомат», «Холодно», «Горячо»,
«Выключено». Электромеханизм МПК-1 в крайних положениях засло-
нок выключается концевыми выключателями внутри корпуса электро-
механизма.

Глушитель шума (изделие 507) предназначен для снижения уровня
шума, возникающего вследствие пульсации давления при работе ком-
прессоров двигателей и турбохолодильника, а также при движении воз-
душного потока по магистралям и через заслонки.

Глушитель шума представляет собой цилиндрический кожух из не-
ржавеющей стали, внутри которого имеется перфорированная труба, по-
крытая латунной сеткой. Пространство между сеткой и кожухом запол-
нено звукопоглощающей набивкой — стеклотканью АСТТ, между на-
бивкой и сеткой проложена в два слоя специальная ткань толщиной
0,3 мм.

При прохождении воздуха через стеклоткань теряется значительная
часть его звуковой энергии.

Набивка работает в диапазоне температур — 60—|-450оС, эффект
глушения равен не менее 10 дб.

Установлен глушитель шума в хвостовом техотсеке между шпангоу-
тами № 56 и 58 слева.

Мерная шайиа служит для замера количества (весового расхода)
воздуха, поступающего в гермокабину по линиям вентиляции н обогре-
ва. Для определения весового расхода измеряется разность между дав-
лениями в потоке воздуха в широкой и узкой частях мерной шайбы и
давление в узкой части ее. В зависимости от изменения разности давле-
ний и давления в узкой части мерной трубки изменяются прогибы мано-
метрической коробки, анероидного блока в указателе расходомера
УРВК и угол поворота оси с сектором, находящимся в зацеплении с
трубкой. На трубку насажена стрелка, указывающая весовой расход
воздуха по циферблату, градуированному в условных единицах (одна
единица равняется 700 кГ воздуха в 1 ч).

Мерная шайба в системе вентиляции установлена у шпангоута № 56
на левом борту, указатель УРВК расположен на приборной доске пра-
вого пилота. Мерная шайба в системе обогрева установлена под полом
у шпангоута № 46, а указатель УРВ-1 500 расположен на приборной
доске правого пилота. На шкале указателя УРВ-1 500 цена услов-
ной единицы составляет 105 и 155 кГ/ч на высотах 10 км и у земли со-
ответственно.

Обратные клапаны. В системе наддува установлены четыре обрат-
ных клапана 509: два в системе вентиляции и два в системе обогрева
после запорных клапанов. На общей магистрали в системе вентиляции
за шпангоутом № 55 установлен один обратный клапан 511. Обратные
клапаны 2 355 установлены по одному в линии за штуцером наземного
кондиционера и в патрубке вентиляции на малых высотах. В системе
подвода воздуха к электропневматическому клапану 1 200А управления
заслонкой выходного канала ВВР установлены два обратных клапана
под полом у шпангоута № 52.

Все обратные клапаны предназначены для перекрытия магистралей
в случае возникновения в них обратных токов воздуха.

Насадки индивидуальной вентиляции и патрубки раздачи воздуха.
Насадки предназначены для индивидуального обдува пассажиров п
бортпроводника и позволяют регулировать подачу воздуха и изменять
В атмосферу

Рис. 9.6. Схема работы ограничителя
скорости нарастания давления воздуха
4861:

/ — клапан; 2— жесткий центр; 3, 10 — пружи-
ны, 4 — седло; 5 — фнпьтр-дюэа; 6" — дюза;

1, 8, 9—мембраны; 11— корпус

направление потока свежего возду-
ха. Насадки получают воздух из ко-
робов вентиляции. При вращении
насадка против часовой стрелки
между насадком и конусом в корпу-
се открывается щель для прохода
воздуха.

Патрубки раздачи предназначе-
ны для раздачи воздуха из коробов
вентиляции по салонам пассажир-
ской кабины.

Корпус патрубка раздачи и на-
садка общий. Патрубок раздачи
имеет заслонку с осью, на которую
насажена рукоятка для установки
заслонки в определенное положение.

Ограничитель скорости нараста-
ния давления воздуха (изделие
4 861) предназначен для ограниче-
ния скорости нарастания давления

воздуха в линии вентиляции, что исключает вредное воздействие резкого
нарастания давления на барабанные перепонки пассажиров.

Ограничитель состоит из двух основных узлов: выпускного клапана
и узла предварения (рис. 9.6). При небольшой скорости нарастания дав-
ления в линии вентиляции сообщение между трубопроводом и атмос-
ферой закрыто клапаном 1 ограничителя. Жесткий центр 2 под действи-
ем пружины 3 прижат к седлу 4. Давление в полости А равно давлению
в трубопроводе, так как трубопровод сообщается с полостью А через
фильтр-дюзу 5.

Ограничитель вступает в работу при резком нарастании давления в
трубопроводе. В этом случае давление в полости Б резко возрастает, а в
полости В оно нарастает значительно медленнее из-за большого сопро-
тивления дюзы 6, через которую соединены полости Б и В. Вследствие
создающегося перепада давлений мембрана 7, преодолевая усилие пру-
жины 3, поднимает мембрану 8 и жесткий центр 2, сообщая полость А
с атмосферой. Мембрана 9 под действием повышенного давления в
трубопроводе поднимается, преодолевая сопротивление пружины 10, и ув-
лекает за собой скрепленный с нею клапан 1, сообщая трубопровод с
атмосферой. В результате сброса воздуха в атмосферу давление в тр\
бопроводе уменьшается и быстрого нарастания давления за ограничи-

телем не происходит.

Через некоторое время давление в полостях Б и В выравнивается,
жесткий центр 2 под действием пружины 3 опускается на седло 4, пре-
кращая сообщение полости А с атмосферой. Вследствие поступления
воздуха в полость А через фильтр-дюзу 5 давление в ней становится
равным давлению в трубопроводе и клапан ограничителя под действием
пружины 10 возвращается в исходное положение, перекрывая сообще-
ние между трубопроводом и атмосферой.

Допустимая скорость нарастания давления за ограничителем 4861
в трубопроводе при увеличении расхода воздуха со скоростью 500—800

(примерно 1 ед/сек по УРВК) в первую секунду после начала
возмущения не более 20 мм рт. ст./сек, а далее — не более 3 зг.« рт.
ст./сек.

Установлен ограничитель 4 861 на трубопроводе системы вентиляции
у шпангоута № 59 рядом с турбохолодпльником.

Регулятор избыточного давления (агрегат 4833) предназначен для
поддержания постоянного избыточного давления над гермокабиной в
трубопроводе системы
вентиляции, равного 0,1 +
st 0,03 кГ/см2. Агрегат
4833 (рис. 9.7) является
регулятором непрямого
действия, он состоит из
исполнительного меха-
низма, включающего за-
слонку 1 и сервопривод
(поз. 5, 4, 3), командного
механизма, включающего
чувствительный элемент
(поз. 7, 8, 9), и усилите-
ля (поз. 10 11, 12).

Работа регулятора ос-
нована на принципе рав-
новесия сил, действую-
щих на чувствительный
элемент — сильфон 7 с
пружиной 8. Усилие силь-
фона с пружиной коман-
дного (чувствительного)
элемента уравновешива-
ется давлением pz после
заслонки 1. Каждому
установившемуся режиму
работы, т. е. определен-

Рис. 9.7. Схема работы регулятора избыточного дав-
ления 4833 (4832):

1 — заслонка; 2 — дросселирующее сечение; 3 — рычаг; 4, S.
9 —пружины; 5, 7 —сильфоны; 6 — регулировочный винт;

10— клапан; 11 — седло; 12 — дроссель

пому давлению воздуха рг на выходе, соответствует определенная вели-
чина подъема клапана 10 усилителя, а следовательно, и давление золот-
ника рзол, передаваемое в сильфон 5 исполнительного механизма. Соот-
ношения проходных сечений седла 11 и дросселя 12 подобраны так, что

незначительное изменение давления pz приводит к значительному изме-

нению давления рзол-

Для работы командного механизма в него подается давление pi,
а для работы исполнительного механизма — давление р\.

При понижении входного давления р\ выходное давление р2 пони-
жается и сильфон 7, разжимаясь, уменьшает подъем клапана 10. Вслед-
ствие этого давление рзол, передаваемое в исполнительный механизм,
понижается, пружина 4 исполнительного механизма разжимается и по-
средством рычага 3 поворачивает заслонку 1 на открытие, дроссели-
рующее сечение 2 увеличивается, выходное давление повышается,
сильфон 7, сжимаясь, увеличивает подъем клапана 10. Давление рзол
повышается, пружина 4, сжимаясь, поворачивает заслонку 1 на прикры-
тие дросселирующего сечения 2.

Так происходит до тех пор, пока не установится постоянный режим,
1. е постоянное избыточное давление над герметической кабиной в тру-
бопроводе.

При увеличении входного давления до максимального значения
сильфон 5 исполнительного механизма становится на упор, заслонка
при этом устанавливается в положение, обеспечивающее заданную ве-
личину расхода.

Избыточное давление на входе в регулятор 4 833 равно от 0,7 до
2 кГ/см2, а избыточное давление на выходе 0,1+0,03 кГ/см2. Скорость
к Г / с

изменения давления на входе — не более 0,35----—-.Расход воздуха —

3 000 кГ/ч.

Па самолетах установлен регулятор 4833 в трубопроводе вентиля-
ции перед глушителем шума у шпангоута № 58.
СИСТЕМА ОБОГРЕВА

Система (рис. 9.8) предназначена для обогрева переднего и заднего’
салонов пассажирской кабины путем нагрева бортовых панелей-стенок,
а также кабины экипажа, туалетов и остекления путем раздачи тепло-
го воздуха из патрубков и щелей. Прежде чем поступить в панели или
к выходным патрубкам и щелям, воздух предварительно охлаждается
до температуры 75—80сС путем инжектирования, т. е. к горяче-
му воздуху, идущему от компрессоров двигателей с температурой
120—300°С, подмешивается холодный воздух из-под пола с температу-
рой 0—20°С

В линии обогрева имеются ответвления 22 для подачи горячего воз-
духа на обогрев штуцеров слива и заправки водяного бака, а также для
обогрева воздухопроводов приемников статического давления.

Воздух для системы обогрева отбирается от общей магистрали над-
дува кабин Воздухопроводы, образующие систему обогрева до объеди-
нения их в один общий трубопровод, имеют два обратных клапана 509
27 для предотвращения обратного тока воздуха в случае отказа од-
ного из двигателей. После объединения воздухопроводов, идущих от
левого и правого двигателей, основная магистраль идет под полом в
переднюю часть фюзеляжа. Воздух проходит через мерную шайбу 24,
установленную на шпангоуте № 46. После ответвлений для подачи воз-

Рнс. 9.8. Принципиальная схема системы обогрева:

Л 3, 17, 18, 23, 34, 36 — воздухопроводы; 2 — ручная заслонка; 4, 31, 35 —
датчики температуры воздуха 2182А; 5. 13 — задатчики температуры 2100;
6, 14, 21 — блоки 2427А системы APT; 7, 11 — инжекторы; 8, 32 — регуля-
торы подачи воздуха 1408; 10 — штуцер обогрева статической провол-
ки; 12, 16 — обогревные панели; 15, 19—распределители воздуха 514; 20-
регулятор избыточного давления 4832; 22 — ответвления для обогрева шту-
церов слива и заправки водяного бака; 21 — мерная шайба; 25, 28 — ком-
пенсаторы РГТ8Д2; 26 — перекрывная заслонка 2517; 27 — обратные кла-
паны 509; 29, 30 — датчики температуры П-1; 33 — штепсельный разъем
наземной проверки АРТ-56-2
духа на ооогрев сливных и заправочных штуцеров воздушный поток
проходит через шайбу, ограничивающую расход воздуха по системе, а
на самолетах с № 65 623 — через регулятор избыточного давления
4 832 (20).

От общей магистрали по ответвлениям воздух подходит к двум рас-
пределителям 15 и 19 воздуха, установленным под полом у шпангоутов
№ 24 и № 37, от которых идет к групповым инжекторам, расположен-
пым по правому и левому бортам в переднем и заднем пассажирских
салонах. Групповой инжектор представляет собой воздухопровод 17 с
насадками. Выходя через насадки, горячий воздух подсасывает из-под
иола кабины холодный воздух и их смесь с температурой до 80°С за-
полняет панели обогрева.

После обогрева панели воздух выходит через щели над полом у ног
пассажиров (рис. 9.9).

В передней части фюзеляжа воздух по двум ответвлениям от общей
магистрали подводится к регуляторам подачи воздуха (агрегат 1408),
один из которых установлен в воздухопроводе обогрева экипажа, а дру-
гой— в воздухопроводе обдува остекления фонарей пилотов и штурма-
на. За регуляторами подачи воздуха установлены инжекторы.

Для обогрева туалетов воздух отбирается от концевых магистралей
заднего салона. На каждой из двух ветвей обогрева установлены ин-
жекторы, понижающие температуру воздуха, поступающего в туалеты,

Нраны наддуйа^ во”»

Контрольный
щиток 0 зад-
нем багажнике

Обогрев кабин

Экипаж Перед ЗаЗм-
aim alm aim

JleSbtu /Тмёии хапав
Откр.Закризкр Зака. 8ыш
.2.9 Q Q.9.

егыадяцнй
Пигшш f.x ввР
aim авт aim.

23 24

25

21

19 20

вешил Венпт. Перед
на шал на миле 8
выееги

О
Захр

Противмбледенизели
крыла Киль Зиб'рники
пр-til лед пр.леВ ярй пр
Жо’бЪо

Сигнал наддуда
прыпидообмд

в систему
Вентиляции.
Рис 9.9. Схема циркуляции воздуха в обогревной
панели

и повышающие эффектив-
ность системы.

Регулятор подачи возду-
ха 1 408 служит для регули-
рования количества посту-
пающего по магистрали воз-
духа и состоит из корпуса,
заслонки, пробуксовочной
муфты и электромеханизма
МПК-1. Полное открытие
или закрытие магистрали
заслонкой осуществляется
за 50 сек. Регулятор 1 408,
установленный в линии обо-
грева экипажа, расположен
под полом у шпангоута

№ 18, а регулятор линии
обдува остекления — под полом у шпангоута № 13.

Управление регулятором подачи воздуха для обогрева экипажа
осуществляется четырехпознционным переключателем П2НПГ-15К на
щитке кондиционирования, имеющим четыре положения: «Автомат»,
«Холодно», «Горячо» и «Выключено» (см. рис 9.8).

Управление регулятором подачи воздуха для обогрева остекления
осуществляется переключателем ПНГ-15/К на верхнем электрощнтке
пилотов, имеющем надпись «Обогрев фонаря — Больше — Меньше».

Инжектор (рис. 9.10) предназначен для понижения температуры воз-
духа в магистрали путем подсасывания и перемешивания кабинного
воздуха с горячим воздухом магистрали, что значительно повышает
эффективность системы. Коэффициент инжекции равен примерно двум,
г. е. к одной части горячего воздуха подсасываются две части холодно-
го воздуха из-под пола. Состоит инжектор из корпуса, центральной пер-
форированной втулки, обтянутой сеткой, кожуха и сопла. Между кожу-
хом и втулкой проложен слой звукоизоляции для снижения уровня
шума. При выходе воздуха из сопла в кольцевой полости создается
разрежение и кабинный воздух подсасывается в магистраль. Так как
кабинный воздух под полом имеет температуру 0—20°С и его подсасы-
вается в 2 раза больше, чем воздуха, поступающего из системы обогре-
ва, то температура воздуха за инжектором будет в пределах 60—80°С.

Установлены инжекторы на левом борту под полом между шпангоу-
тами № 10 и И и № 16 и 17 (см. рис. 9.8).

Регулятор избыточного давления 4 832 предназначен для поддержа-
ния постоянного избыточного давления 0,13±0,03 кПсм2 над гермока-
биной в трубопроводе системы обогрева.

Конструктивно регулятор выполнен так же, как регулятор 4 833 и
работает по тому же принципу, но с другими параметрами. дав-
ление на входе от 2 до 4 кГ/см2-, давление на выходе избыточное —
0,13±0,03 кГ/см1-, расход воздуха — 1 300 кГ1ч.

Установлен регулятор 4 832 в трубопроводе системы обогрева
между шпангоутами № 38 и 39 на самолетах с № 65 623 (на самолетах
до этого номера установлена ограничительная шайба.).

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ
ДАВЛЕНИЯ (АРД) ВОЗДУХА В ГЕРМЕТИЧЕСКОЙ КАБИНЕ

Система автоматического регулирования давления воздуха в гермо-
кабине предназначена для поддержания заданного закона изменения
давления в кабине. Она предотвращает возникновение как избыточного
Рис. 9.10. Инжектор:

1 — сопло; 2— хомут; 3, 5—сетки 4 — кожух; 6 — корпус; 7 — звукоизоляция; 8— втулка-

9 — полость

давления, так и вакуума в кабине выше допустимых пределов, а также
обеспечивает:

введение необходимых поправок, связанных с изменением баромет-
рического давления аэродрома, что дает возможность при взлете и по-
садке самолета иметь давление в гермокабине, близкое к давлению аэ-
родрома; разность давления между гермокабиной и атмосферой при
этом может быть 8—20 мм рт. ст.;

регулировку скорости изменения давления в кабине в пределах от
0,18 до 0,5 мм рт. ст./сек.;

разгерметизацию кабины путем аварийного и замедленного сброса
давления соответственно в аварийных случаях и при посадке на высо-
когорные аэродромы.

Система автоматического регулирования давления воздуха в кабине
включает следующие агрегаты.

1.	Автоматический регулятор давления 2 077 (командный прибор).

2.	Три выпускных клапана 2 176Г, которые являются исполнитель-
ными механизмами командного прибора 2 077.

3.	Два предохранительных клапана 16 91В.

4.	Указатель высоты и перепада давления в гермокабине
УВПД-5-0,8.

5.	Систему сигнализации перенаддува гермокабины, которая посред-
ством света и звука сигнализирует о том, что перепад давления в каби-
не достиг величины 0,64 кГ/см2.

6.	Систему высотного сигнализатора, которая также посредством
света и звука сигнализирует о том, что «высота» в гермокабине достиг-
ла 3 000+150 м.

Автоматический регулятор давления 2077 (рис. 9.11) предназначен
для выполнения путем пневматического управления выпускными клапа-
нами 2 176Г следующих функций:

поддерживать постоянное абсолютное давление в гермокабине до
высоты 6 300 м;

поддерживать постоянное избыточное давление 0,57 кГ/см2 на высо-
тах более 6 300 м;

поддерживать скорость изменения давления в кабине
0,18 мм рт. ст./сек, а также регулировать эту скорость в пределах от
0,18±0,045 до 0,5+0,125 мм рт. ст.1сек.

Регулятор представляет собой прямоугольную коробку, в которой
имеются полости А и Б, где размещаются сильфоны 7 и 12 узлов абсо-
лютного и избыточного давления, а также узел 8 ограничения скорости
изменения давления. На лицевой стороне коробкн регулятора располо-
жены три ручки 9, 10 и 11 настройки регулятора, три шкалы, фиксиру-
ющих показания настройки, и трехходовой кран 3. С помощью ручки
10 «Начало герметизации» настраивается узел абсолютного давления
на давление, соответствующее высоте в пределах от 500 м ниже уровня
моря (806 мм рт. ст.) до 4 500 м выше уровня моря (435 мм рт. ст.).
Рис. 9.11. Принципиальная схема совместной работы регулятора давления 2077 п вы-
пускных клапанов 2176Г:

1—воздушный фильтр НВФ-12-1; 2— корпус регулятора 2077; 3— трехходовой кран; 4, 5, 15, 23 —
клапаны; 6,	17,	18, 22 — мембраны; 7 — сильфон узла абсолютного давления; 8 — узот

скорости изменения давления; 9 — ручка настройки скорости изменения давления; 10 — ручка
настройки начала герметизации; 11 — ручка настройки избыточного давления; 12 — сильфон
узла избыточного давления; 13, 21 — регулировочные бинты; 14 — антиимпульсатор; 16 — корпус
клапана 2176Г; 19 — тарельчатый клапан; 20 — обратный клапан; 24 — фильтр

Эта ручка также позволяет производить барометрическую поправку на
высоту аэродрома посадки, что дает возможность получить нулевое из-
быточное давление в кабине при посадке самолета. С помощью ручки
11 «Избыточное давление» настраивается узел избыточного давления
на величину 0,57 кГ/см2 (пли меньшую величину при полетах на высо-
тах 7—9 км).

С помощью ручки 9 «Скорость изменения давления» узел изменения
давления настраивается на показание 0,18 мм рт. ст./сек по шкале. При
повороте ручки изменяется проходное сечение калиброванного отвер-
стия, сообщающего полости А и Б регулятора

Трехходовый кран 3 служит для разобщения полостей А и Б с атмо-
сферой при проверке гермокабины на герметичность на земле (соответ-
ствует положению крана «Выключено»); сообщения полостей А и Б с
атмосферой для обеспечения нормальной работы регулятора (соответст-
вует положению крана «Включено») и проверки регулировки узлов ре-
гулятора (соответствует положению крана «Проверка регулировки»).

Для очистки воздуха, поступающего в полости регулятора, на вход-
ном штуцере установлен фильтр НВФ-12-1 (1).
Установлен регулятор давления 2 077 в кабине экипажа за сиденьем
правого пилота у шпангоута № 8 и крепится с помощью кронштейнов
с амортизаторами, что обеспечивает эластичное крепление регулятора.

Выпускной клапан 2 176Г является исполнительным механизмом ко-
мандного прибора и выполняет следующие функции:

обеспечивает заданное давление в гермокабине в зависимости от
высоты полета;

сбрасывает воздух в атмосферу в случае повышения избыточного да-
вления в кабине до 0,63±0,02 кПсм2\

выпускает атмосферный воздух в гермокабину, если давление в ней
становится меньше атмосферного, ограничивая отрицательное избыточ-
ное давление величиной не более 8 лои рт. ст., что может быть при экст-
ренном снижении самолета в случае разгерметизации кабины.

Выпускной клапан состоит из следующих узлов: тарельчатого кла-
пана 19 с большой 17 и малой 18 мембранами, антиимпульсатора 14 с
регулировочным винтом 13 для натяжения мембраны антиимпульсатора
и ограничителя избыточного давления — клапана 23. Во избежание со-
здания противодавления в полости В при открытии клапана 19 имеется
обратный клапан 20. Для очистки воздуха, поступающего из гермока-
бины в полость В, имеется фильтр 24. Посредством штуцера выпускной
клапан соединяется с командным прибором 2 077, с атмосферой и само-
летной статикой. Антиимпульсатор 14, сообщая или разобщая полость
В с атмосферой, дает возможность плавно открываться или закрывать-
ся тарельчатому клапану 19 и поддерживать заданное давление и ско-
рость изменения давления. Регулировочный винт 13 антиимпульсатора
позволяет регулировать жесткость мембраны М, а следовательно, доби-
ваться синхронной работы всех трех выпускных клапанов 2 176Г.

На самолете установлены три выпускных клапана. Два клапана
2 176Г установлены под полом в районе буфета у шпангоутов № 14—15,
а один — над полом перед шпангоутом №55 справа. Такое расположе-
ние выпускных клапанов исключает распространение запахов из буфе-
та и туалетов по пассажирской кабине.

Совместная работа командного прибора 2077 и
выпускных клапанов 2176Г. Перед взлетом самолета до за-
пуска двигателей соответствующими ручками на корпусе агрегата 2 077
узлы регулятора настраивают по шкалам на избыточное давление
0,57 кГ/см2, скорость изменения давления на 0,18 мм рт. ст.)сек и давле-
ние (высоту) начала герметизации кабин на 15—20 мм рт. ст. меньше аэ-
родромного давления к моменту взлета, так как начало герметизации
будет происходить не на нулевой высоте, а на высоте 300—600 м во из-
бежание падения тяги двигателей на взлете из-за отбора воздуха.

После включения на высоте 300—600 м системы наддува плавным
движением ручки задатчика «Начало герметизации» устанавливается
давление 760 мм рт. ст. по шкале, так как высота, на которой достига-
ется нормальное избыточное давление 0,57 кПсм2, будет зависеть от
давления начала герметизации и можег колебаться в пределах от 5,4
до 12 км при установке задатчика соответственно на 800 и 567
мм. рт. ст.

Перед началом снижения самолета на посадку плавным движением
ручки задатчика «Начало герметизации» устанавливается барометри-
ческое давление аэродрома посадки.

До высоты начала регулирования в кабине клапан 5 (см. рис. 9.11)
узла абсолютного давления агрегата 2 077 открыт и полость А регуля-
тора сообщается с атмосферой. Через полость А регулятора 2 077 с ат-
мосферой сообщается и кабина. Но так как полость А сообщается с
.гермокабиной через калиброванное отверстие О и фильтр 11ВФ-12-1 (/),
то давление в этой полости будет несколько ниже, чем в кабине из-
за гидравлического сопротивления фильтра и калиброванного отвер-
295
стия. Давление из полости А регулятора передается в полость Г антн-
пмпульсаторов выпускных клапанов 2 176Г. Под воздействием разности
давлений в полостях Г и В (давление в полости В равно давлению в
кабине) мембрана М прогибается вверх и открывает клапан антним-
пульсатора. Избыточное давление из полости В через этот клапан страв-
ливается в атмосферу. Под воздействием разности давлении под мем-
браной 17 (давление кабины) и над ней мембрана прогибается вверх,
открывая выход воздуху из кабины в атмосферу через тарельчатый
клапан 19.

Таким образом, до заданной высоты начала герметизации выпускные
клапаны обеспечивают свободную вентиляцию кабины. С набором вы-
соты вследствие уменьшения атмосферного давления уменьшается дав-
ление в кабине и в полостях А и Б регулятора 2 077. В результате
уменьшения давления в полости Б сильфон 7 узла абсолютного давле-
ния под действием усилия пружины и собственной упругости растягива-
ется и прикрывает выходное отверстие клапана 5, сообщающего
полость А с атмосферой. С этого момента начинается герметизация каби-
ны. Вследствие подачи воздуха в кабину при включенном наддуве дав-
ление в полостях А и Б регулятора начинает повышаться. Это давление
передается в полость Г выпускных клапанов и мембрана М под воздей-
ствием разности давлений в полостях Г и В и усилием пружины опуска-
ется вниз, закрывая клапаном 15 антинмульсатора выход воздуха из
полости В в атмосферу. Под воздействием давления воздуха, поступаю-
щего в полость В из гермокабины через фильтр 1, и усилием пружины
тарельчатый клапан 19 прижимается к седлу за счет прогиба мембра-
ны 17 вниз. Выход воздуха из гермокабины в атмосферу прекращается,
кабина герметизируется. Начиная с. этого момента, абсолютное давле-
ние в кабине будет поддерживаться постоянным, равным 760 мм рт. ст.,
до высоты 6 300 м, на которой достигается заданное избыточное давле-
ние 0,57 кПсм2.

В случае повышения давления в гермокабине выше заданного (760
льч рт. ст. или другого в зависимости от настройки давления начала
герметизации) повышается давление в полости А регулятора, которое
при плавном повышении давления распространяется и в полость Б ре-
гулятора и давления в обеих полостях успевают выравниваться. Мем-
брана 6 узла абсолютного давления в этом случае находится в равно-
весии, а сильфон 7 этого узла сжимается и, открывая клапан 5, страв-
ливает воздух из полости А в атмосферу. На понижение давления в по-
лости А среагируют полости Г узлов антиимпульсаторов выпускных
клапанов, в результате чего тарельчатые клапаны 19 откроются и сбро-
сят часть воздуха из гермокабины в атмосферу. Но так как при откры-
тии клапана 5, сообщающего полость А регулятора с атмосферой, дав-
ление в полостях А и Б падает, то под действием усилия и сил упругос-
ти сильфон 7 разжимается и разобщает полости А и Б от атмосферы
посредством закрытия клапана 5. Давление в полостях регулятора рас-
тет, передается в полости Г выпускных клапанов, закрываются клапаны
15 узла антиимпульсаторов, что в свою очередь приводит к закрытию та-
рельчатых клапанов 19.

В случае резкого повышения давления в гермокабине, а следова-
тельно, и в полости А регулятора мембрана 6 узла абсолютного давле-
ния прогибается вниз, так как давление в полости Б не успевает вырав-
няться с давлением в полости А из-за гидравлического сопротивления
игольчатого клапана И узла 8 скорости изменения давления. В резуль-
тате прогиба мембраны 6 вниз открывается клапан 5, сообщающий
полость А с атмосферой. Падение давления в полости А передается в по-
лости Г выпускных клапанов, все три клапана 2176Г открываются,
стравливая избыток воздуха из гермокабины, предотвращая резкое по-
вышение давления в ней.
В случае резкого понижения давления в кабине при наборе высоты
300—600 м, пока кабина свободно вентилируется, мембрана 6 прогиба-
ется вверх, прикрывая сообщение полости А с атмосферой посредством
клапана 5, так как давление в полости Б из-за гидравлического сопро-
тивления игольчатого клапана не успевает выравниваться с давле-
нием в полости А и будет несколько выше. Вследствие закрытия клапа-
на 5 давление в полости А резко уменьшаться не будет и выпускные
клапаны будут плавно уменьшать давление в гермокабине по мере на-
бора высоты, пока не будет включен наддув кабин. Таким образом, ско-
рость изменения давления в кабине зависит от гидравлического сопро-
тивления игольчатого клапана И, т. е. от скорости протекания воздуха
через этот клапан.

Выпускные клапаны при работающей системе наддува настраиваются
на такое проходное сечение, которое обеспечивает выход такого коли-
чества воздуха из кабины в атмосферу, какое поступает от компрессо-
ров двигателей в гермокабину.

Работа узла избыточного давления. При достижении
в гермокабине заданного избыточного давления в работу вступает узел
избыточного давления регулятора 2 077, а узел абсолютного давления
свою работу прекращает, так как давление в гермокабине начинает по-
нижаться. Вследствие уменьшения давления в полостях А и Б сильфон
узла абсолютного давления разжимается и перекрывает клапан 5 этого
узла.

С дальнейшим подъемом на высоту в гермокабине поддерживает-
ся постоянный перепад давлений между кабиной и атмосферой. Если
избыточное давление в гермокабине становится больше заданного, то
усилие на сильфон 12 узла избыточного давления превысит усилие пру-
жины, заданное ей при настройке, и он, сжимаясь, откроет клапан 4,
через который полость А сообщается с атмосферой посредством трех-
ходового крана 3. Уменьшение давления в полости А передается в по-
лости Г выпускных клапанов, которые открываются точно так же, как
и при работе узла абсолютного давления, и стравливают избыток возду-
ха из гермокабины в атмосферу до тех пор, пока разность между давле-
нием в полости А регулятора и атмосферным давлением не достигнет за-
данной величины, при которой закроется клапан 4, сообщающий по-
лость А с атмосферой. Повышение давления в полости А приводит к
закрытию выпускных клапанов 2 176Г.

При резком снижении самолета возможны случаи, когда атмосфер-
ное давление становится выше давления в кабине. Если разность меж-
ду атмосферным давлением и кабинным давлением достигнет
3—5 мм рт. ст. (отрицательный перепад), открываются тарельчатые
клапаны 19 агрегатов 2176Г, через которые воздух из атмосферы на
полняет кабину, и давления выравниваются. При этом давление из по-
лостей Ж и В выходит в кабину через обратный клапан 20 и отверстие,
которым полость Ж сообщается с кабиной.

Наличие полости Ж обеспечивает возможность плавной работы
клапана 19 и открытия его при возникновении незначительного перепада
давлений между атмосферой и кабиной, так как площадь мембраны
18, на которую действует повышенное атмосферное давление, больше
той площади тарельчатого клапана 19, на которую не действует это
давление.

В случае отказа узла избыточного давления командного прибо-
ра 2 077 клапаны 15 антиимпульсаторов под действием усилия пружин
закроются и в работу вступят ограничители избыточного давления аг-
регатов 2 176Г (если не сработают предохранительные клапаны 1 691В),
когда избыточное давление в гермокабине достигнет 0,63±0,02 кГ/см2.
При этом мембрана 22 ограничителя избыточного давления, реагирую-
щая на разность давлений в полости Д, сообщенной с кабиной через по-
лость В, и в полости Е, сообщенной с атмосферой, прогибается, откры-
вая клапаном 23 выход воздуху нз полостей Д и В в атмосферу. Под
воздействием разности давлений мембрана 17, прогибаясь вверх, откры-
вает тарельчатый клапан 19 и избыток воздуха через три выпускных
клапана стравливается в атмосферу до тех пор, пока избыточное давле-
ние в кабине не достигнет заданной величины, после чего клапан 23 под
действием усилия пружины закрывается, что в свою очередь приведет
к закрытию выпускных клапанов 2 176Г.

Предохранительный клапан 1 691В (рис. 9.12) предназначен для за-
щиты герметической кабины самолета от разрушения, которое может
произойти при создании избыточного давления, превышающего допусти-
мые пределы как внутри, так и вне кабины. Кроме того, клапан позво-
ляет осуществлять аварийный и замедленный сброс давления из гермо-
кабины.

Предохранительный клапан состоит из тарельчатого клапана 10 с
большой 9 и малой q мембранами, узла 5 избыточного давления, пере-
пускного клапана 12, соленоидов аварийного и замедленного сброса дав-
ления и демпфирующего устройства (поз. 1, 2, 3). Для очистки воздуха,
поступающего из кабины в полость А клапана, служит фнльтр 7. По-
лость Л' узла 5 избыточного давления сообщается с самолетной стати-
кой, остальные полости клапана соединяются с атмосферой.

При достижении перепада давления в кабине и атмосфере
0,62+0,02 кГ/см2 мембрана 6 узла избыточного давления прогибается
вверх, открывая посредством рычага клапан 12, сообщающий полости И
и А с атмосферой. В результате создающегося перепада давлений та-
рельчатый клапан 10 открывается и избыток воздуха из гермокабины
стравливается в атмосферу до тех пор, пока избыточное давление в ка-
бине не достигнет заданной величины, после чего клапан 12 под действи-
ем усилия пружины закрывается, давление в полости И растет, что
приводит к закрытию тарельчатого клапана 10.

При установке переключателя ППГ-15К (поз. 1 на рис. 9.13) «Сброс
давления» в положение «Аварийный сброс давления» срабатывает соле-
ноид, открывая клапан 11 (см. рис. 9.12), через который давление из
полости И, а затем и из гермокабины стравливается через тарельчатый
клапан 10 без ограничения скорости, т. е. практически мгновенно. Уста-
навливать переключатель ППГ-15К в положение аварийного сброса в

Рис- 9.12. Схема работы
предохранительного клапана

1691В:

1 — винт-жиклер; 2 — мембрана:
3 — клапан; 4 — регулировочный
винт; 5 — узел избыточного дав-
ления; 6, 9~ мембраны; 7 —
фильтр; 8 — рычаг; 10 — тарель-
чатый клапан; 11 — клапан ава-
рийного сброса давления; 12 —
клапан (перепускной) узла из-
быточного давления; 13—клапан
замедленного сброса давления
Рис. 9.13. Щигок управления системой кондиционирования воздуха и приборы контроля
работы системы:

/ — переключатель сброса давления; 2 — указатель высоты и перепада давления; 3 — лампа сигиа-
л(нации перенаддува кабины; 4—указатель термометра ТУЭ-48; 5 — переключатель термометра
ГУЭ-43; 6, 14—переключатели управления заслонками системы вентиляции; 7, 9, 12 — переключаге-
к управления заслонками системы обогрева; 8 — сигнальная лампа «Перед взлетом выключи*:
10, 11 — переключатели управления заслонками в линиях вентиляции на земле и на малых высо-
тах; 13 — выключатель питания автоматов системы APT; 15 — кабинный вариометр ВАР-30; 16 —
переключатели управления заслонками 2517 наддува кабин; 17, 18 — указатели расхода воздуха в
линиях обогрева и вентиляции

полете с пассажирами категорически запрещается. Им можно восполь-
зоваться только в аварийной ситуации, например, прн вынужденной по-
садке в случае пожара, чтобы беспрепятственно открыть все двери и
люки для эвакуации пассажиров.

При установке переключателя ППГ-15К в положение «Замедленный
сброс давления» выключается другой соленоид, открывающий клапан
13, соединяющий полость И с амосферой через демпфирующее устрой-
ство (поз. 1, 2, 3), что обеспечивает постепенный сброс давления из гер-
мокабины со скоростью 0,18 мм рт. ст.Iсек. Этот процесс происходит
следующим образом. При включении соленоида давление из полостей
М, II и полости II (через полость II) стравливается в атмосферу. В это
время тарельчатый клапан 10 открывается, выпуская часть воздуха из
кабины в атмосферу. Одновременно через регулируемый винт-жиклер
1 стравливается и давление из полости Р, но более замедленно вследст-
вие гидравлического сопротивления иглы. Как только разность давле-
ний в полостях Р и II окажется достаточной для преодоления усилия
пружины клапан 3 демпфирующего устройства закрывается, разобщая
полости II и И от атмосферы. Давление в этих полостях повышается, и
тарельчатый клапан 10 закрывается до тех пор, пока нарастающее дав-
ление в полости II и усилие пружины снова не откроют клапан 3
демпфирующего устройства для сообщения полостей II и И с атмосфе-
рой на короткое время. Тарельчатый клапан 10 снова откроется, сбра-
сывая часть воздуха из кабины.

Замедленный сброс давления можно использовать после посадки на
высокогорные аэродромы, а также для разгерметизации кабины в слу-
чае вынужденной посадки вне аэродрома. В этом случае необходимо
выключить наддув кабин и разгерметизировать кабину на высоте
1 500 м над предполагаемой высотой места посадки.

В случае возникновения отрицательного перепада между давлением
р кабине и атмосфере предохранительный клапан срабатывает так же,
как и выпускной клапан 2176Г, впуская атмосферный воздух в гермо-
кабину.

На самолете установлены два предохранительных клапана: один под
полом у шпангоута № 16, а второй перед шпангоутом № 55.

Указатель высоты и перепада давления в гермокабине УВПД-5-0,8
(поз. 2 на рис 9.13; на самолетах до №65 618 УВПД-5К) представляет
собой двухстрелочный комбинированный прибор, состоящий из указате-
ля высоты в гермокабине и указателя перепада давления, размещенных
в одном корпусе и работающих независимо друг от друга. По наружной
шкале читается высота в кабине (юи), а по внутренней — перепад да-
влений (кГ/см2). Расположен УВПД на приборной доске правого пн-
лота.

СИГНАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

Система сигнализации перенаддува гермокабины при перепаде дав-
ления в гермокабине, равном 0,64 кГ]см2, издает звуковой прерывистый
сигнал и включает красную сигнальную лампу «Перенаддув кабины»,
расположенную рядом с переключателями «Наддув кабины» в ре
жим мигания. Сигнал о перенаддуве дает сигнализатор давления
СДУ-ЗА-0,64, расположенный на правом борту в районе шпангоута № 4
и соединенный воздухопроводом с заборником атмосферного давления
в нише передней ноги слева. В случае срабатывания сигнализации пере-
наддува в полете необходимо убедиться по шкале избыточного давле-
ния УВПД, что сигнализация неложная, немедленно перекрыть наддув
кабин, снизиться до безопасной высоты и продолжать почет.

Система высотного сигнализатора при достижении максимально до-
пустимой высоты в гермокабине 3 000+150 м включает цепи питания
звуковой и световой сигнализации.

Система состоит из высотного сигнализатора ВС-46, четырех желтых
ламп с надписью «Кислород», реле и выключателя ВГ-15К При дости-
жении в гермокабине давления, соответствующего высоте 3 000+150 м,
анероид ВС-46 расширяется и его шток нажимает контакт, выключающий
прерывистую звуковую сирену и четыре желтые лампы «Кислород», две
из которых расположены на кислородных щитках штурмана и лоцмана,
а две — на пультах левого и правого пилотов. В этом случае необходи-
мо снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать полет
(перед началом снижения убедиться по УВПД и кабинному вариомет-
ру, что перепад давления падает, а «высота» в кабине растет).

Прерывистую сигнализацию падения давления в кабине можно от-
ключить принудительно выключателем ВГ-15К на электрощитке правого
пилота.

Установлен ВС-46 на полу кабины справа, впереди пульта правого
пилота.

Для проверки исправности цепей сигнализации падения давления и
перенаддува па передней торцовой части электрощитка правого пилота
установлены две кнопки 5КС, а справа на борту имеются надписи «Пе-
ренаддув», «Падение давления». При нажатии кнопок «минус» подает-
ся в цепи систем сигнализации и они срабатывают. АЗС-2 цепей сигна-
лизации расположен на правой панели АЗС.

СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ
ВОЗДУХА В КАБИНЕ

На самолете установлены системы автоматического регулирования
температуры в линиях вентиляции и обогрева. Автоматический регуля-
тор температуры АРТ-56-1 (один комплект) позволяет регулировать и
300
поддерживать любую заданную температуру воздуха в пределах
8—40°С, поступающего на раздачу по системе вентиляции. Автоматичес-
кие регуляторы температуры АРТ-56-2 (три комплекта) позволяют ре-
гулировать и поддерживать любую заданную температуру в гермокаби-
не в пределах 18—24°С путем регулирования количества поступающего
воздуха по системе обогрева к панелям (стенкам) салонов и в кабину
экипажа. Точность регулирования температуры с помощью этих
систем —2°С.

Все органы управления регулированием температуры размещены в
основном на приборной доске правого пилота и электрощитке кондицио-
нирования, установленном на правом борту (см. рис. 9,13). Включение
питания всех блоков управления осуществляется одним общим выклю-
чателем ВГ-15К (13) с надписью «Питание автоматов 115 в».

Управление исполнительными механизмами регуляторов темпера-
туры осуществляется с помощью четырехпозиционных переключателей
П2НПГ-15К с надписями: «Вентиляция» и «Обогрев кабины — Эки-
паж — Передняя — Задняя».

Положение переключателей «Автомат.» соответствует подключению
электромеханизмов заслонок 514 (4 шт.) и 1408 (1 шт.) к блоку управ-
ления соответствующего регулятора температуры. Два положения
переключателя — «Горячо» и «Холодно» используются для ручного уп-
равления заслонками 514 и 1 408 (переключатели в этих положениях
работают как нажимные). При положении переключателей «Выключе-
но» управление электромеханизмами заслонок отключено.

Контроль за температурой воздуха в пассажирских кабинах осу-
ществляется по указателям температуры воздуха ТВ-1 термометров
ТВ-19. Оба указателя установлены на правом борту в районе шпангоу-
тов № 16 и 17 на вытяжном кожухе буфета и имеют надписи: «Темпе-
ратура переднего салона», «Температура заднего салона»- Каждый ука-
затель температуры воздуха в салонах работает от трех датчиков П-9,
размещенных в пассажирской кабине: два — на перегородке у шпангоу-
та № 45, три — на перегородке у шпангоута № 34 и один — на перего-
родке у шпангоута № 17.

Контроль за температурой в линии вентиляции и в панелях обогрева
переднего и заднего салонов осуществляется по указателю термометра
ТУЭ-48 (4), расположенному на приборной доске правого пилота. Рабо-
тает указатель от трех датчиков П-1, два из которых измеряют темпе-
ратуру воздуха в панелях обогрева переднего и заднего салонов, а один
датчик П-1 замеряет температуру в коробе вентиляции (установлен на
левом борту у шпангоута № 54).

Переключение указателя ТУЭ-48 с одного датчика на другой осу-
ществляется с помощью переключателя ППНГ-15К (5) (или ЗП4Н
П2ГЗ на самолетах с № 65623), установленного рядом с указателем и
имеющего надпись: «Обогрев салонов — Вент. I, II».

Учитывая инерционность системы, для получения точного замера не-
обходимо удерживать переключатель в одном положении до тех пор, по-
ка не прекратится изменение температуры по шкале. В случае выхода из
строя ТУЭ-48 температуру воздуха, идущего из коробов и из щелей па-
нелей обогрева, контролировать на ощупь. Не допускается температу-
ра воздуха в панелях выше 75°С (приблизительно).

Система автоматического регулирования температуры воздуха, пос-
тупающего в короб вентиляции (АРТ-56-1), включает (см. рис. 9.2):
блок управления 2427 (11), установленный на левом борту на шпангоу-
те № 60, приемник температуры П-1, установленный у шпангоута
№ 56, и задатчик температуры 2 400 (6), установленный в буфете.

Система автоматического регулирования температуры в линиях
обогрева передней, задней пассажирской кабины и кабины экипажа
включает три АРТ-56-2, в каждый нз которых входит блок управления
2427А (установлены под полом у шпангоутов № 19, 24, 37), два датчи-
ка температуры 2 182А (два в верхней части фюзеляжа у шпангоута
№ 8, четыре под багажными полками между шпангоутами
№ 18 и 44); задатчик температуры 2 400 (для переднего и заднего сало-
пов установлены в буфете, а для кабины экипажа — на правом борту
за. правым пилотом).

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

1.	При предполетном осмотре необходимо:

убедиться, что заглушки с заборника входного канала ВВР на киле,
с выходного канала ВВР, патрубка компрессора ТХ и с патрубка выб-
роса воздуха из гермокабины в атмосферу через задние клапаны 2 176Г
и 1 691В сняты;

до запуска двигателей включить на правой панети АЗС соответст-
вующие автоматы защиты электрических агрегатов системы кондицио
нирования;

убедиться, что переключатели «Наддув кабины» стоят в положении
«Выключено» (нейтрально), переключатель «Сброс давления» вык-
лючен;

включить переключатель «Питание автоматов 115в» и переключатели
«Вентиляция — ТХ — ВВР» в положение «Автомат.», а переключателя-
ми «Обогрев кабины — Экипаж — Передняя — Задняя» закрыть зас-
лонкп 514 и 1 408, выдержав эти переключатели в положении «Холод-
но» 50 сек, после чего отпустить переключатели в нейтральное
положение;

убедиться, что выключатели «Вентиляция на земле» и «Вентиля-
ция на малых высотах» стоят в положении выключено (на самолетах до
№ 65 623 «Закрыто»);

проверить и убедиться, что на регуляторе давления 2 077 трехходо-
вой кран находится в положении «Включен», на шкале избыточного
давления установлен перепад 0,57 кГ'/см?, а на шкале скорости измене-
ния давления — 0,18 мм рт. ст.)сек; установить задатчиком давление
начала герметизации кабины на 15—20 мм рг. ст. меньше давления на
аэродроме к моменту взлета.

2.	Опробование системы кондиционирования воздуха на земле для
определения ее исправности производить при опробовании двигателей на
режиме 82—87% согласно типовому графику проверки работы двигате-
лей при подготовке к полету. Опробование системы выполнять в такой
последовател ьности:

включить вентиляцию на земле нажимным переключателем
2ППНГ-15К, убедиться в загорании красной лампы «Перед взлетом
выключи»;

установить переключатели «Вентиляция — ТХ—ВВР» на 50 сек в
положение «Холодно» для полного закрытия заслонок 514; открыть
форточки кабины экипажа;

включить подачу воздуха установкой переключателей «Наддув ка-
бины» в положение «Больше» и убедиться по расходомеру УРВК в
подаче воздуха в линию вентиляции, не допуская повышения темпера-
туры воздуха более 60°С по ТУЭ-48;

включить обогрев кабины экипажа установкой переключателя в по-
ложение «Горячо» и убедиться по указателю УРВ-1 500 в подаче воз-
духа по линии обогрева, после чего выключить обогрев кабины;

выключить подачу воздуха переключателями «Наддув кабины», вык-
лючить вентиляцию иа земле.

3.	При эксплуатации самолета в жаркое время года необходимо:

перед посадкой пассажиров охладить кабины наземным кондицио-
нером; отключение кондиционера производить перед запуском двигате-
302
лей или буксированием самолета; охлаждение кабины производить при
температуре в кабине свыше 25°С с таким расчетом, чтобы перепад тем-
ператур между температурой окружающего воздуха и кабины не превы-
шал 10—12°С;

после запуска двигателей включить подачу воздуха по линии вен-
тиляции, предварительно включив вентиляцию на земле; расход воздуха
по УРВК должен составлять 2,5—3 ед., а температура по ТУЭ-48 —
10—25°С;

на исполнительном старте закрыть краны наддува, выключить вен-
тиляцию на земле — красная сигнальная лампа «Перед взлетом выклю-
чить» должна погаснуть;

после взлета на высоте 300—600 м короткими импульсами вклю-
чить наддув кабины по линии вентиляции; скорость изменения высоты
по кабинному вариометру не должна превышать 2 м/сек, расход по
УРВК — не более 4 ед.; после включения подачи воздуха в кабину пла-
вным движением ручки задатчика «Начало герметизации» на агрега-
те 2077 установить давление 760 мм рт. ст.;

для более быстрого охлаждения кабины до температуры 20°С необ-
ходимо вручную поддерживать в линии вентиляции температуру по
возможности ниже, но не ниже минус 10°С, контролируя ее по ТУЭ-48;

после охлаждения кабин до 20—22°С (по ТВ-1) перейти на авто-
матическое регулирование температуры в линии вентиляции, установив
переключатели «Вентиляция — ТХ — ВВР» в положение «Автомат.», а
задатчик температуры — на 18 — 20°С; переключатели обогрева кабин
также установить в положение «Автомат.»;

в случае неисправности системы APT перейти на ручное регулпро
ванне температуры в линии вентиляции, выключив питание автомата;
при этом для повышения температуры сначала установить в положение
«Горячо» переключатель ТХ, а в случае необходимости и переключа-
тель ВВР; для снижения температуры подаваемого воздуха вначале
устанавливать в положение «Холодно» переключатель ВВР, а затем,
при необходимости, и переключатель ТХ; расход воздуха на крейсер-
ской высоте полета должен составлять 2,5—4,0 условные единицы по
УРВК и 6—12 ед. по УРВ-1500.

4.	Перед началом снижения самолета на посадку плавным движе-
нием задатчика «Начало герметизации» на агрегате 2077 установить
барометрическое давление аэродрома посадки. При перестановке задат-
чика на высотах ниже 6 250 м ручку его перемещать плавно, не допу-
ская увеличения вертикальной скорости по кабинному вариометру свыше
3 м/сек.

5.	При снижении самолета с крейсерской высоты с вертикальными
скоростями 10—14 м/сек происходит плавное падение избыточного дав-
ления в кабине (так, на высоте 6 250 м Др=0,40-:-0,44 кГ/ем2), так как
при снижении самолета ограничивается скорость изменения давления
в кабине величиной 0,18 мм рт. ст./сек или 2—3 м/сек по кабинному ва-
риометру.

6.	При заходе на посадку на высоте 300—600 м выключить наддув
кабины и автоматику системы. После приземления самолета в случае
длительного руления включить вентиляцию на земле и открыть краны
наддува.

7.	Прн эксплуатации самолета в холодное время года необходимо:

перед посадкой пассажиров подогреть кабины от аэродромного кон-
диционера до +15°С;

выключить ТХ, установив его переключатель на 50 сек в положение
«Горячо»;

после запуска двигателей включить краны наддува, обеспечив пода-
чу воздуха по линии вентиляции, т. е. включить вентиляцию на земле;
температура воздуха в коробе вентиляции не должна превышать 60°С;
перед взлетом закрыть краны наддува и выключить вентиляцию на
земле;

после взлета на высоте 300—600 м короткими импульсами вклю-
чить подачу воздуха по линии вентиляции, поддерживая вручную тем-
пературу 40—60°С переключателем ВВР;

постепенно вручную включить обогрев кабин, не допуская повыше-
ния температуры в панелях обогрева свыше 70°С по ТУЭ-48; в случае
появления специфического запаха немедленно выключить линию обог-
рева пассажирских кабин и не допускать автоматического обогрева
пассажирских кабин; по возможности определить причину появления
запаха, и если он является результатом попадания масла в линию над-
дува от одного из двигателей, то поочередным выключением наддува оп-
ределить неисправную линию и продолжать полет, используя наддув от
нормально работающей магистрали;

при повышении температуры в кабинах до 20°С (по ТВ-1) устано-
вить задатчик температуры в линии вентиляции иа 20—22°С, включить
питание автоматов и перейти на автоматическое управление системой
вентиляции или поддерживать температуру вручную;

расход воздуха на крейсерской высоте полета должен составлять
2,5—4 ед. по УРВК и 6—12 ед. по УРВ-1500. На остальных этапах
полета система эксплуатируется так же, как и в жаркое время года.

Возможные неисправности системы автоматического
регулирования давления в полете

1.	Отсутствует наддув кабины при включенной системе кондициониро-
вания (растет высота по УВПД, а перепада давлений нет). Возможные
причины:

а)	переключатель «Сброс давления» не выключен, а находится в
положении «Замедленный сброс давления» пли «Аварийный сброс дав-
ления», в этом случае необходимо сначала закрыть краны наддува, вы-
ключить сброс давления и снова включить наддув кабины;

б)	неисправны клапаны 1691В и 2176Г, негерметичны трубопрово-
ды, неисправен ограничитель скорости нарастания давления 4861;

в)	открыты люки, двери или форточки гермокабины; необходимо
их закрыть при выключенной системе наддува, соблюдая особые меры
предосторожности;

г)	«заклинение» перекрывных заслонок 2517; проверить их рабо-
ту по белым сигнальным лампам на контрольном щитке в заднем багаж-
нике повторными включениями; если после устранения неисправностей
«высота» в кабине не восстанавливается (до 300—600 м) и перепад
давления не растет, то при полете на высоте более 4 км необходимо
снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать полет.

2.	После взлета резко увеличивается перепад давления. Возмож-
ные причины:

а)	трехходовой кран регулятора 2077 установлен в положение
«Выключено»; перевести его в положение «Включено»;

б)	неисправен узел абсолютного давления агрегата 2077 — клапан
узла «заклинил», негерметпчен сильфон пли мембрана;

в)	неисправны клапаны 2 176Г (не открываются);

г)	негерметичны трубопроводы системы АРД.

Если после перевода трехходового крана агрегата 2 077 в положение
«Включено» повышенный перепад давления не уменьшается, необходи-
мо закрыть краны наддува, сбросить (если нужно) замедленно давле-
ние из гермокабины и продолжить полет на высоте 2 000—4 000 м.

Не разрешается устранять в полете неисправности регулятора 2 077
и других агрегатов АРД. Запрещается вводить какой-либо инструмент
304
между тарельчатыми клапанами и их седлами на выпускных клапанах
2 176Г или предохранительных клапанах 1 691В.

3.	Перепад давления в гермокабине превышает 0,57 кГ1см1 2-
Причины:

а)	негерметичность трубопроводов системы АРД;

б)	неисправность узла избыточного давления агрегата 2 077;

в)	неисправность клапанов 2 176Г.

Полет в этом случае разрешается продолжать, но следует уменьшить
подачу воздуха в гермокабину, контролировать показания УВПД и при
малейшем признаке повышения перепада давления закрыть заслонки
наддува, снизиться до безопасной высоты 2 000—4 000 м и продолжать
полет.

4.	Перепад давления в гермокабине достиг 0,64 кГ1см2, подается пре-
рывистый звуковой сигнал и мигает красная лампа перенаддува. Необ-
ходимо немедленно перекрыть наддув кабины, снизиться до безопасной
высоты 2 000—4 000 я и продолжать полет- Причиной этой неисправнос-
ти, кроме указанных в п. 3, может быть и неисправность сигнализатора
СДУ-ЗА-0,64. В этом случае следует продолжать нормальный полет,
контролируя перепад давления по УВПД.

5.	При давлении в гермокабине, равном давлению на высоте менее
3 000±150 м, начинает прерывисто звучать сирена и загораются лампы
«Кислород» (это возможно и при снижении, когда по системе наддува
в гермокабину поступает мало воздуха). Если при этом стрелка УВПД
начинает резко падать, а стрелка кабинного вариометра показывает на
бор высоты, то необходимо произвести экстренное снижение до безопас-
ной высоты 2 000—4 000 я и продолжать полет до ближайшего аэрод-
рома. Возможной причиной такой неисправности может быть нарушение
герметичности кабины. Если же при срабатывании сигнализации пере-
пад давления поддерживается нормальный, а стрелка кабинного варио-
метра стоит на нуле, то это указывает на неисправность высотного сиг-
нализатора ВС-46 или неправильную его регулировку. В этом случае
необходимо выключить прерывистую сигнализацию выключателем
ВГ-15К на пульте правого пилота и продолжать полет, контролируя пе-
репад давления по УВПД.

Возможные неисправности системы
регулирования температуры в полете

1. При работе системы вентиляции температура воздуха, поступаю-
щего в короб, выше или ниже заданной задатчиком 2 400:

а) неисправен или не включен АРТ-56-1;

б) неисправны распределители 514;

в) перекрыт входной канал ВВР заслонкой вентиляции на малых вы-
сотах— температура в коробе вентиляции резко растет.

В этом случае необходимо проверить положение всех переключате-
лей. Если при правильном положении переключателей система вентиля-
ции работает ненормально, выключить систему и перейти на ручное
регулирование температуры. Если же и при ручном управлении темпе-
ратура воздуха, поступающего в короб вентиляции, более 60°С, то вык-
лючить систему вентиляции и продолжать полет с включенной систе-
мой обогрева.

2- При работе системы обогрева воздух, поступающий в панели, имеет
температуру более 75°С:

а) неисправны или не включены ЛРТ-56-2;

б) неисправны распределители 514;

в) значительный расход воздуха по системе обогрева.

В этом случае необходимо проверить положение переключателей
«Питание автоматов* и «Обогрев кабин — Передней — Задней». Если
11-3030	ЛОГ.
при их правильном положении система обогрева работает ненормально,
то выключить автоматическое управление и перейти на ручное, устано-
вив в системе обогрева расход не более 4 ед. по УРВ-1500.

СПЕЦИАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

В специальные устройства входят: вытяжка духового шкафа; штуце-
ра для проверки кабины на герметичность; система отверстий слива
конденсата из гермокабины; теплозвукоизоляция.

Вытяжка духового шкафа предназначена для удаления запахов из
района духового шкафа в атмосферу- Воздух с запахами поступает под
специальный кожух, установленный в буфете на правом борту между
шпангоутами № 16 и 17, откуда давлением гермокабины вытесняется в
атмосферу через ограничительную шайбу и штуцер, выведенные в нишу
передней ноги. При перепаде давления 0,57 кГ/см2 вытяжка выбрасы-
вает в атмосферу 9,5 кГ/ч воздуха (при отсутствии перепада давления
вытяжка не работает).

Штуцера проверки кабины на герметичность позволяют нагнетать
воздух в гермокабину при испытании на герметичность и контролиро-
вать давление в двух точках ее. Штуцер для подсоединения наземного
источника давления КНД-1 расположен в нише передней ноги на левом
борту между шпангоутами № 10 и 11 и имеет надпись: «Штуцер испы-
тания кабины на герметичность». Штуцера для подсоединения конт-
рольных манометров имеют надписи Штуцер ртутного манометра».
Один из них расположен на правой балке в нише передней ноги, а дру-
гой — на шпангоуте № 55.

Кабина считается герметичной, если время падения давления с 0,57
до 0,1 кГ1см2 избыточных не менее 25 мин- Проверка на герметичность
кабины производится согласно регламенту через 1 500 ч налета, а так-
же:

при замене трех и более стекол кабины экипажа или пассажирской
кабины;

после замены профилей герметизации дверей и люков на двух или
более элементах;

после ремонта обшивки или силового набора герметической части
фюзеляжа.

Система отверстий слива конденсата из гермокабины позволяет
образовавшийся в гермокабине конденсат удалять в атмосферу. Конден-
сат собирается под съемной теплозвукоизоляцией в нижних точках фю-
зеляжа п удаляется через пять отверстий диаметром 3 мм, расположен-
ных по длине фюзеляжа. Необходимо контролировать чистоту отвер-

стий, не допуская их засорения или

Рис. 9.14. Теплозвуконзоляцпонная
панель

обмерзания.

Два отверстия находятся между
шпангоутами № 15 и 16 и по одно-
му между шпангоутами № 23 и 24,
34 и 35, 42 и 43.

Теплозвукоизоляция гермокаби-
ны. Для уменьшения теплопотерь и
шума от работающих двигателей в
пассажирской кабине и кабине эки-
пажа обшивка изнутри покрыта те-
плозвукоизоляцпонными панелями
(рис. 9.14). Все панели, кроме ниж-
них, выполнены несъемными и прик-
леиваются к обшивке фюзеляжа са-
молета. Надпольная теплозвуко-
изоляция между шпангоутами № 37
и 45 выполнена в четыре слоя. Теп-
лозвукоизоляция в районе шпангоута № 28 выполнена в два слоя, а во
всех остальных местах — в три слоя. Каждый слон имеет толщину 35мм.

Панели выполнены из стекловолокнистых материалов АТМ-1 и
АТМ-3, облицованных материалами АЗТ, А1Т и Т1.

СИСТЕМА КИСЛОРОДНОГО ПИТАНИЯ

Система кислородного питания состоит из стационарного и перенос-
ного кислородного оборудования

Стационарное кислородное оборудование предназначено для питания
кислородом членов экипажа и бортпроводника па рабочих местах. Пе-
реносное кислородное оборудование предназначено для питания членов
экипажа и бортпроводника при разгерметизации кабины, а также для
питания кислородом пассажиров, ощущающих кислородное голодание
во время нормального полета.

Количество кислорода на борту самолета рассчитано на питание кис-
лородом первого пилота на все время полета, а остальных членов эки-
пажа и бортпроводника—на 1 ч. Кроме того, допускается в случае
крайней необходимости двухразовая дозаправка переносных кислород-
ных баллонов в полете от магистрали стационарного кислородного обо-
рудования.

Стационарное кислородное оборудование включает (рис. 9.15).

1.	Пять постов 1, 2, 3, 6, 7 кислородного оборудования рабочих мест
левого и правого пилотов, штурмана, лоцмана и бортпроводника-

2.	Кислородный баллон 4 емкостью 92 л (по воде). Под давлением
30 кГ/см2 общий запас кислорода, приведенный к давлению 760 мм рт. ст.
при температуре 20°С, составляет 2 760 л. Баллон установлен в пе-
реднем техотсеке между шпангоутами № 20 и 22.

3.	Бортовой зарядный щиток 5 в переднем техотсеке, на котором
смонтированы: зарядный штуцер 12, запорный кислородный вентиль 10,
редуктор КР-15 13, понижающий давление кислорода от 150 до
30 кГ)см2, манометр МК-12М (17), показывающий давление до редукто-
ра, и манометр МК-13М (И), показывающий давление после редуктора.

4.	Соединительную арматуру.

Каждый пост кислородного оборудования рабочего места имеет сле-
дующие агрегаты:

Рис. 9.15. Принципиальная схема стационарного кислородного оборудования:

I — кислородный пост штурмана; 2 — кислородный пост лоцмана; 3 — кислородный пост второго
пилота; 4— стационарный кислородный баллон; 5— щиток бортовой зарядки кислородом; б—кис-
лородный пост бортпроводника; 7 — кислородный пост первого пилота; 8— кислородная маска
КМ-32АГ; 9 — заглушка; /У—кислородный вентиль КВ-5; 1!— манометр МК-13М; 12— зарядный
штуцер; 13— редуктор кислородный КР-15; 14 — кислородный прибор КП-24М; 15— индикатор кис-
лородного потока ИП; 16 — шланг зарядки переносных баллонов; 17 — манометр МК-12М

11*

307
1	. Кислородный прибор КП-24М легочно-автоматического действия с
автоматическим регулированием по высотам процентного содержания
кислорода в газовой смеси от 21—40% у земли и до 95—100% на высо-
те 10 км.

2	Кислородный шланг КШ-24П.

3.	Кислородную маску КМ-32АГ для изоляции органов дыхания от
окружающей среды, применяемую в комплекте с КП-24М.

4.	Индикаторы кислородного потока ИП для контроля за работой
КП-24М (при входе створки открываются, при выходе закрываются).

5.	Запорный кислородный вентиль КВ-5 для перекрытия кислорода в
трубопроводе.

6.	Лампу СЛМ-61 с желтым светофильтром для сигнализации паде-
ния давления в кабине и необходимости применения кислородного пи-
тания.

Кроме перечисленных агрегатов, на постах левого и правого пилотов
установлены манометры МК-13М. для контроля давления кислорода в
магистрали, а на посту бортпроводника смонтирован шланг 16 со шту-
цером для подзарядки переносных кислородных баллонов.

Переносное кислородное оборудование состоит из одного кислород-
ного прибора КП-19 с баллоном емкостью 7,8 л (для экипажа), приме-
няемого в комплекте с маской КМ-32АГ, и восьми переносных приборов
КП-21 с кислородными баллонами емкостью 1,7 л (для пассажиров),
применяемых в комплекте с маской КМ-15М.

Переносный кислородный прибор КП-19 с маской КМ-32АГ установ-
лен в багажнике за кабиной экипажа- Продолжительность питания кис-
лородом из баллона — около 40 мин при среднем расходе 6 л!мин. Дав-
ление кислорода в баллоне — 30 кГ1см2, контролируется манометром
на входном штуцере. Рядом с манометром имеется зарядный штуцер и
запорный вентиль, который открывается при зарядке баллона и при
пользовании прибором.

В нижней части прибора имеется вентиль (красный маховичок) ава-
рийной подачи кислорода. Прибор имеет также ручной переключатель
подсоса воздуха, с помощью которого можно питаться чистым кислоро-
дом на любой высоте, поставив его в положение «100% Ог». Рукоятка
переключателя находится сбоку прибора и имеет два положения
•«Смесь» и «100%> Ог».

Переносный кислородный прибор КП-21 используется с маской
КМ-15М. Четыре прибора скомплектованы в переносной корзине, уста-
новленной в пассажирской кабине на полу за последним рядом кресел
на правом борту. При наличии пассажиров, нуждающихся в кислород-
ном питании, бортпроводник выдвигает корзину и подносит баллоны к
ним. Продолжительность пользования прибором КП-21 10—12 мин. За-
рядка баллона кислородного прибора КП-21, так же как и баллона
КП-19, производится с помощью зарядного шланга 16 кислородного пос-
та бортпроводника. Шланг находится под лючком на перегородке шпан-
гоута № 15 у входной двери. Заряжаются все баллоны кислородных
приборов КП-21 и КП-19 одновременно с зарядкой стационарного кис-
лородного баллона, для чего необходимо снять переносный прибор
КП-19 и корзину с четырьмя переносными баллонами и поднести их к
кислородному посту бортпроводника, вытащить зарядный шланг, про-
тереть штуцера шланга и баллонов чистой ветошью, продуть их кисло-
родом и поочередно зарядить все баллоны до давления 30 кГ)см2 по ма-
нометрам на переносных приборах- Во избежание взрыва кислородный
вентиль зарядного устройства необходимо открывать медленно-

При пользовании переносным кислородным прибором необходимо
следить за давлением кислорода в баллоне. Когда давление в баллоне
снизится до 6—-8 кГ1см2, необходимо перейти на питание от стационар-
ного кислородного прибора КП-24М. Для обеспечения экономичного
308
расхода кислорода рукоятка подсоса воздуха должна находиться в по-
ложении «Смесь». На высотах свыше 9 000 м, а также в случае кислород-
ного голодания необходимо пользоваться вентилем аварийной подачи
кислорода, так как в этом случае подается повышенная доза кислоро-
да, минуя автомат.

Предполетный осмотр кислородного оборудования и меры предосто-
рожности при его эксплуатации. При предполетном осмотре необходимо
проверить запас кислорода в бортовом баллоне, для чего открыть кис-
лородный вентиль у второго пилота и по манометру МК-13М убедиться,
что давление в баллоне в зависимости от температуры соответствует
данным табл. 15.

Таблица 15

Температура, °C	-40	-30	-ГО	-10	0	10	20	30	40	50
Давление, кГ!см2 ....	24	25	26	27	28	30	31	31	32	33

Проверить также давление в баллонах кислородных приборов КП-19
и КП-21, которое также должно соответствовать данным табл. 15. В слу-
чае необходимости дозарядить баллоны до давления, указанного в таб-
лице.

Зарядка кислородной системы производится чистым медицинским
кислородом, удовлетворяющим требованиям ГОСТ 5 583—50, при дав-
лении в баллонах не менее 3 кГ/см2. Если давление в баллонах меньше
3 кГ1см2, перед зарядкой их необходимо промыть спиртом-ректификатом
или жидкостью, заменяющей спирт, и просушить.

При зарядке баллонов кислородом нужно следить за чистотой рабо
чего места, рук заправляющего, зарядных штуцеров и вентилей. Нали-
чие грязи, копоти и масла на них не допускается, так как кислород
взрывоопасен при соединении его с маслом. При заправке кислородной
системы вблизи заправщика не должно быть никаких источников по-
догрева. Запрещается ударять по зарядным штуцерам и применять не-
исправный инструмент.

При эксплуатации необходимо следить за герметичностью кислород-
ной системы, не допуская утечек кислорода, так как большое насыщение
кислородом воздуха в кабине может привести к взрыву. При стравли-
вании кислорода из трубопроводов должны быть открыты все входные
люки и форточки, во время стравливания кислорода запрещается про-
изводить какие-либо работы в самолете.

ГЛАВА 10

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА И СИСТЕМА
СЖАТОГО ВОЗДУХА

Для надежной защиты самолета от обледенения и обеспечения без-
опасности полетов в условиях обледенения любой интенсивности
самолет оснащен воздушно-тепловыми и электротепловыми противообле-
денительными устройствами. Съемные носки крыла и киля, воздухоза-
борники двигателей, лопатки ВНА и коки имеют воздушно-тепловые
устройства, источником тепла для которых является горячий воздух,
отбираемый от компрессоров двигателей.

Стабилизатор, обзорные стекла кабины экипажа, приемники воз-
душного давления ППД и рулевые машины автопилота имеют электри-
ческие обогревательные устройства, питаемые постоянным током, за ис-
на самолетах с

Н-636 23

liijtlTOh^pUji'ci ~ыЛ С п СЛ "рОЛЯ
протисообледенателей
i приборная бес.чд второго
пилота) на сапелетах

браток еигнпяизанля пслзхения
кранеВ наддцВа кабина-засло-
нив противообледенителей.

Крты /:агду'Йа Веитил
леЗый прайма, напал
Откр. дакр. Сткр. За гр. Высоли
ф ф ф ф ф
НротиВообпедЕншпели.

KOtMO Ki! tb ЗяОоншгн

до 65623

ф ф

Сишошши нздЗуЗа
npoiuBoofae

фвкыш *~РИ&11ф

Пратпибосбледс чшпела
ййп Hfiwv дазйрл- Д&К4- Сг&г
гМи t<unt> заХфлчки тела ли ranjr

— —

Рис. 10.1. Принципиальная схема системы противообледенителей крыла, киля н воз-
духозаборников двигателей:

1, 3—пгреключатели управления заслонками отбора воздуха от компрессоров; 2— выключатель-
сигнализацни положения заслонок наддува и противообледенителей в заднем багажнике; 4 5,
8— лампы сигнализации положения заслонок системы противообледенителей; 6—заслонки 2517;

7 — обратные клапаны; 9— заслонка с электромеханнзмом МП-100М-30; 10— датчик температуры
воздуха

Сигналь чое табло Т-692
На приборной десне Втсрзго
палета

ключением нагревательных элементов стекол, которые питаются пере-
менным током. На самолете установлен сигнализатор обледенения
РИО-2М, включающий красную сигнальную лампу «Включи п/облед.»
на табло Т-6У2 (рис. 10.1) на приборной доске второго пилота при на-
чале обледенения (на самолетах до номера 65623 включается красная
сигнальная лампа СЛМ-61 («Включи п/о» над указателем термометра
ТЦТ-13).

При включении красной лампы или табло необходимо включить в
работу все противообледенители, которые также должны быть включе-
ны по первым признакам обледенения и перед входом в зону обледене-
ния. Автоматы защиты сетей противообледенительной системы располо-
жены на левой и правой панелях АЗС.

ВОЗДУШНО-ТЕПЛОВЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

Воздушно-тепловой противообледенитель крыла и киля предназна-
чен для защиты от обледенения передних кромок носков крыла и киля
за счет их обогрева горячим воздухом, отбираемым из-за пятой ступени
второго каскада компрессоров двигателей.

Для управления подачей горячего воздуха в воздухопроводах, иду-
щих от левого и правого двигателей, установлены две перекрывные зас-
слонки 6 (агрегат 2517) внутри пилонов (см. рис. 10.1), крайние положе-
ния которых (открытое и закрытое) контролируются по белым сигналь-
ным лампам СЛМ-61 (4 и S) на контрольном щитке в заднем багажнике.
Время полного открытия (закрытия) заслонки — 6—7 сек. Оба элек-
тромеханизма заслонок МПК-5А питаются через один АЗС-10 на пра-
вой панели АЗС. Управляются электромеханизмы заслонок переключа-
телем 2ППГ-15К на верхнем электрощитке пилотов (на самолетах до
номера 65623 этот переключатель расположен на правой приборной
доске). Для предотвращения движения горячего воздуха к компрессо-
310
Рис. 10.2. Схе-
ма движения
воздуха в нос-
ке крыла

ру отказавшего двигателя в трубопроводах, идущих от
двигателей, смонтированы два обратных клапана 7, рас-
положенные внутри фюзеляжа по бортам заднего багаж-
ника. При отказе одного двигателя обогрев носков кры-
ла и киля обеспечивается от другого работающего дви-
гателя.

Для устранения вибраций воздухопроводов и компен-
сации температурных деформаций в системе установле-
ны четыре компенсатора типа РГТ8Д2 (на самолетах до
№ 65623 четыре рукава СРГС), смонтированные вместе
с перекрывными заслонками в пилонах гондол двигате-
лей.

Воздушно-тепловые устройства носков крыла и киля выполнены сле-
дующим образом (рис. 10.2). Внутренняя полость носка разделена про-
дольной стенкой на две камеры: переднюю А и заднюю Б, сообщающие-
ся между собой через каналы гофра верхней и нижней гофрированных
панелей, проложенных под обшивкой по всей длине носка. В камере А
по всей длине носка установлен направляющий экран Э. Горячий воз-
дух, поступающий по воздухопроводу в камеру А, проходит по каналам
гофра, образованным между направляющим экраном Э и гофрирован-
ными панелями П, к передней кромке носка, а затем по каналам гофра,
образованным между обшивкой носка и гофрированными панелями, вы-
ходит в камеру Б, обогревая всю поверхность обшивки носка. Из каме-
ры Б воздух выходит в атмосферу через жабры концевых обтекателей
крыла и киля.

Для контроля температуры горячего воздуха, поступающего в носки
крыла и киля, имеется термометр ТЦТ-13, датчик 10 (см. рис. 10.1) кото-
рого (термопара) установлен на входе горячего воздуха в носок правой
консоли крыла, а указатель—на приборной доске правого пилота.

Противообледенитель воздухозаборников двигателей. Носки возду-
хозаборников двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемым
из-за пятой (на оборотах второго каскада компрессора выше
9 400 об/мин) или десятой (на оборотах ниже 9 400 об/мин) ступени вто-
рого каскада компрессора. Переключение отбора воздуха с одной ступени
на другую происходит автоматически с помощью дроссельной заслонки,
управляемой давлением топлива, создаваемым насосом-регулятором
НР-30.

Противообледенительное устройство носков воздухозаборников вы-
полнено следующим образом (рис. 10.3). На внутренней обшивке 2 носка
проложены две гофрированные панели 3, которые образуют равномер-
но расположенные поперечные каналы (волны гофра) по всему контуру
носка. Внутри носка установлен коллектор 4, представляющий собой
металлический трубопровод в виде замкнутого кольца, по всей окруж-
ности которого равномерно расположены насадки (сопла) 6. В верхней
части обтекателя к коллектору подсоединен воздухопровод 7 подачи го-
рячего воздуха. Внутренняя полость носка имеет два отводных канала
1, которые проходят через заднюю стенку носка 5 и выходят за обшивку
нижней части гондолы.

От фланцев отбора горячего воздуха, установленных на каждом дви-
гателе с левой стороны, идут воздухопроводы, в каждом из которых
смонтирована запорная заслонка. Приводом заслонки является элект-
ромеханизм МП-100М-30, управляемый переключателем 2ППГ-15К,
расположенным на верхнем электрощитке (на самолетах до номера
65623 на приборной доске правого пилота на щитке противообледени-
телей). От одного переключателя одновременно управляются оба элект-
ромеханизма заслонок

В крайних положениях заслонки срабатывают концевые выключате-
ли. обесточивающие электромеханизмы и включающие две белые сиг-
лальные лампы на конт-
рольном щитке в заднем
багажнике, сигнализиру-
ющие об открытом поло-
жении заслонок. При от-
крытой заслонке горячий
воздух от компрессора
двигателя поступает в.
коллектор 4, откуда че-
рез насадки 6 проходит в
кольцевую щель, образо-
ванную гофрированными
листами, обогревает об-
шивку носка воздухоза-
борника и выходит во

Рис. 10.3. Схема движения воздуха в носке воздухе- внутреннюю ПОЛОСТЬ НОС-
заборника двигателя:	ка. За счет разрежения

1 — отводной канал; 2— обшивка; 3— гофрированные n.me у НЙСЙДКОВ ЧЭСТЬ ВОЗДУХЭ
лн; 4—коллектор; 5 — задняя стенка носка; 6 — насадок; J	u

7 — воздухопровод	из внутренней ПОЛОСТИ

носка снова подсасывает-
ся в щель, смешиваясь с поступающим горячим воздухом, чем обеспечи-
вается более эффективное использование отбираемого от компрессоров
воздуха. Основная же часть воздуха из внутренней полости носка выхо
дит в атмосферу через два (на самолетах до номера 65623 через четы-
ре) отводных канала 1.

Противообледенительная система двигателей. Для защиты лопаток
входного направляющего аппарата (ВНА) и кока от обледенения каж-
дый двигатель Д-30 оборудован автономной противообледенительной
системой. Подача горячего воздуха из-за пятой (на оборотах второго
каскада компрессора выше 9 400 об/мин) пли десятой (на оборотах
ниже 9 400 об/мин) ступени компрессора к лопаткам ВНА и коку осу-
ществляется путем открытия перекрывной заслонки, установленной в
воздухопроводе. Заслонка открывается и закрывается посредством
электромеханизма МП-5И, встроенного в корпус перекрывной заслонки.
Включение обогрева ВНА п кока производится вручную выключателем
ВГ-15К, расположенным на верхнем электрощитке пилотов пли на сред-
ней приборной доске (на самолетах до № 65623)- На самолетах до
№ 65623 на каждом двигателе устанавливалась автономная система
сигнализации обледенения ВНА, датчики ДО-202М которой давали сиг-
нал для загорания лампы или табло «Включи п/о двигателя» на при-
борной доске правого пилота. В настоящее время система сигнализации
обледенения двигателей не задействована, включение системы протнво-
обледенения двигателя производится по сигналу РПО-2М.

ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКИЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

Противообледенительное устройство стабилизатора. На каждой кон-
соли стабилизатора установлено по два отдельных съемных носка, на
внутренней поверхности которых смонтированы нагревательные секции
Пакеты выполнены по форме носков и состоят из шести склеенных слоев
стеклоткани, между которыми проложены проволочные нагревательные
элементы. В каждом носке имеется восемь электрических нагреватель-
ных элементов 4 п 6 (рис. 10.4), два из них непрерывного действия
(«ножевые») и шесть импульсного (циклического) включения.

«Ножевой» нагревательный элемент представляет собой сетку, вы-
полненную из ряда тонких константановых проволок диаметром 0,2 ,ил/,
расположенную между двумя контактными шинами. На сетку постоян-
но подается ток при включенном противообледенителе стабилизатора,
312
Рис. 10.4. Противообледени-
тельное устройство носка ста-
билизатора:

1 — обшивка; 2— изоляция из стек-
лоткани; 3 — плюсовые контакты;

4 — «ножевой» нагревательным
элемент; 5 — токоведущие шины:
Ъ — импульсный нагревательный
элемент

что улучшает сбрасывание льда воздушным потоком с носка стабилиза-
тора по всему размаху его.

Нагревательные элементы всех четырех носков стабилизатора соеди-
нены между собой параллельно и расположены по всей длине носка
симметрично оси хорды. Между металлической обшивкой носка и наг-
ревательными элементами находится изоляция 2, состоящая из двух
слоев стеклоткани. Нагревательные элементы нумеруются от 1 до 4, на-
чиная от киля. Через два слоя стеклоткани за «ножевыми» нагреватель-
ными элементами расположены нагревательные элементы импульсного
действия, которые выполнены аналогично «ножевым» в виде сетки из
проволоки диаметром 0,15 мм. 24 нагревательных элемента импульсно-
го типа разделены на шесть секций, включающихся под ток раздельно
в определенной последовательности- Нагревательные элементы в пяти
секциях соединены между собой параллельно. В шестой секции нагрева-
тельные элементы имеют смешанное соединение — два нагревательных
элемента каждой консоли (внутренней и внешней) соединены последо-
вательно, а между собой эти пары соединены параллельно. Нумерация
нагревательных элементов ведется с каждой стороны от / до 12, начи-
ная от киля.

Для циклического включения секций нагревательных элементов им-
пульсного действия на шпангоуте № 60 установлен программный меха-
низм МКА-ЗА, за один оборот кулачка (якоря) которого обеспечивает-
ся подача шести сигналов продолжительностью 20 сек каждый, следую-
щих один за другим- Последовательное включение всех шести секций
(цикл) происходит за 2 мин, в течение которых каждая секция нагре-
вательных элементов находится под током (нагрев) 20 сек и обесточена
(охлаждение) 100 сек. Порядок включения секций: 6—7, 5—8, 4—9,
3—10, 2—11, 1—12. Потребляемый ток одной секцией импульсных нагре-
вательных элементов колеблется от 294 до 349 а, а «ножевых» нагрева-
тельных элементов—185,4 а. Суммарный ток, потребляемый одной
секцией, колеблется от 479 до 555,4 а.

Работа противообледенителя стабилизатора контролируется сиг-
нальным табло «Обогрев стабилизатора» на приборной доске второго
пилота (см. рис. 10.1), а на самолетах до № 65623 — сигнальной лам-
пой на щитке противообледенителей на приборной доске второго пило-
та. Табло (лампа) горит 20 сек за каждый цикл и оно соединено па-
раллельно с рабочей обмоткой шестой секции (1—12). Включение проти-
вообледенителя производится переключателем ППГ-15К на верхнем
электрощитке или на правой приборной доске, которым включается либо
противообледенитель стабилизатора, либо шина питания бытовых прибо-
ров. Для исключения перегрева обшивки носков стабилизатора и пере-
горания нагревательных элементов на земле включение противообледе-
нителя стабилизатора блокируется через концевые выключа-
тели на амортизационных стойках главных ног шасси при
включении АЗС сигнализации положения ног шасси. Если
I

же этот АЗС выключен, то блокировка производится через дополнитель-
ное реле. Для визуального осмотра состояния передней кромки стабили-
затора при полете ночью в условиях обледенения служат две фары
ФР-100, установленные в форкиле. Выключатель фар расположен на
лицевой панели щитка контроля, установленного в заднем багажнике.

Сигнализатор обледенения РИО-2М. Для подачи светового сигнала
о начале обледенения на самолете установлен радиоизотопный сигна-
лизатор РИ0-2М, состоящий из датчика и электронного блока. Датчик
установлен на правом борту фюзеляжа в районе шпангоутов № 2 и 3, а
электронный блок — на этажерке оборудования за сиденьем первого
пилота. В датчике имеется радиоактивный изотоп, излучение бета-час-
тиц которого фиксируется детектором-счетчиком бета-частиц. В случае
обледенения отверстие между изотопом и детектором будет покрыто
слоем льда, излучение изотопа не будет фиксироваться детектором,
получится разбаланс моста в электронном блоке. Сигнал разбаланса
усиливается в блоке и поступает на табло (лампу) красного цвета-
«Включи п/о»- Датчик имеет электрический нагревательный элемент,
включаемый одновременно с включением табло (лампы). При нагре-
вании датчика лед стаивает, отверстие открывается и детектор снова
фиксирует поток бета-излучения, при этом сигнальное табло (лампа) и
нагревательный элемент выключаются, а затем снова включаются и это
будет продолжаться до выхода самолета из зоны обледенения.

Прекращение обледенения определяется по выключению табло (лам-
пы) на длительное время. Так как обогревательный элемент датчика не
рассчитан на длительную работу без обдува датчика, то введена бло-
кировка включения его на земле через концевые выключатели на амор-
тизационных стойках главных ног шасси, если включен АЗС сигнали-
зации положения ног шасси. Если же этот АЗС не включен (на стоянке
самолета), то блокировка осуществляется через дополнительное реле.

Конструкция датчика прибора РИ0-2М такова, что выход прямого
радиоактивного излучения из датчика во внешнюю среду исключен.

Противообледенитель стекол. Два передних стекла фонаря кабины
пилотов и нижнее плоское стекло фонаря штурмана имеют электричес-
кий обогрев, предохраняющий их от запотевания и обмерзания- Нагре-
вательный элемент этих стекол выполнен в виде тонкой прозрачной
электропроводной пленки, заключенной между двумя слоями силикат-
ного стекла, склеенными между собой бутварной пленкой. Питание наг-
ревательных элементов стекол производится переменным током 115 в
через два автотрансформатора: через один питание подается на обог-
рев стекла левого пилота, а через другой — на обогрев стекла правого
пилота и штурмана.

Источником питания нагревательных элементов являются преобра-
зователи ПО-4 500- Рабочий преобразователь подключен к основной
шине 115 в, а резервный — к вспомогательной. В случае выхода нз строя
основного преобразователя резервный автоматически переключается
на основную шину и будет обогреваться только стекло левого пилота.

Для поддержания заданной температуры стекол на правом борту
между шпангоутами № 4 и 5 установлен автомат обогрева АОС-81М,
имеющий три независимых канала регулирования, которые периодичес-
ки включают и выключают нагревательные элементы. Чувствительны-
ми элементами автомата обогрева являются терморезисторы (по два
терморезистора запрессованы между слоями обогреваемых стекол: один
рабочий, другой резервный), обладающие свойствами резко изменять
свое сопротивление при изменении температуры, в результате чего на-
рушается равновесие моста автомата обогрева. При температуре нагре
ва стекла свыше 20+3°С срабатывает реле на отключение обогрева стек-
ла, т. е. автомат обогрева АОС-81М поддерживает температуру стекла
на уровне 20+3°С.

У
4
г
г
1

I
<

I
Чтобы избежать перегрева стекол во время стоянки на земле, в цепь
управления обогревом введены шунтирующие сопротивления, которые
включаются параллельно терморезисторам с помощью реле, сблокиро-
ванного с концевыми выключателями на амортизационных стойках
главных ног шасси- В этом случае обогрев стекол выключается при тем
пературе 10±5°С.

Выключатели 2ВГ-15К для включения обогрева стекол пилотов рас-
положены на верхнем электрощитке слева и справа, а выключатель
2ВГ-15К канала стекла штурмана расположен в кабине штурмана на
панели выключателей.

Обогрев приемников полного давления ППД-1В. Для защиты от об-
леденения ПГЩ-1В оборудованы электрическим обогревателем, вмонти-
рованным внутри приемника. На самолете установлены два ППД-1В
расположенные с внешней стороны фюзеляжа между шпангоутами
№ 10 и 11 на левом и правом бортах.

Питание нагревательного элемента левого приемника производится
•от шины аккумулятора, а правого — от нормальной шины. Включение
обогрева осуществляется двумя выключателями ВГ-15К, расположен-
ными на верхнем электрощитке пилотов слева и справа. Для проверки
исправности цепей питания нагревательных элементов на верхнем
электрощитке справа установлены две кнопки и две лампы белого цве-
та, включенные последовательно обогревательным элементам- При
включении обогрева правого приемника полного давления одновремен-
но включается обогрев датчика хтлов атаки ДУА-9 автомата АУАСП-
15Кр.

Обогрев рулевых машин автопилота АП-6ЕМ-ЗП производится от
розеток, установленных рядом с рулевыми машинами. Каждая рулевая
машина имеет чехол, в котором смонтирован проволочный нагреватель-
ный элемент (розетки и обогревательные чехлы входят в комплект авто-
пилота). Выключатель ВГ-15К обогрева рулевых машин установлен на
верхнем электрощитке пилотов слева.

ПРОВЕРКА ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ

При эксплуатации противообледенителей необходимо;

1.	Для проверки работы противообледенителя крыла и киля при ра-
ботающих двигателях импульсами включить переключатель 2ППГ-15К
«Крыло, киль (см -рис. 10.1) и убедиться по докладу техника на земле,
что из жалюзи на концах обтекателей крыла идет струя теплого возду-
ха (проверка работы противообледенителя киля не производится, так
как заслонка является общей для противообледенителей крыла и киля).
Во избежание перегрева носков крыла и киля противообледенитель
можно включать на земле на время не более 1 мин- Работу противооб-
леденителя контролировать по указателю термометра ТЦТ-13 и по за-
горанию ламп открытого положения заслонок 2 517. После проверки
установкой переключателя в положение «Выключено» полностью зак-
рыть заслонки.

2.	Работу противообледенителей ППД-1В проверять нажатием кно-
пок — сигнальные лампы должны загореться.

3.	Исправность противообледенителя стабилизатора проверять при
предполетной подготовке самолета с помощью тестера НТПП-1.

4.	На предварительном старте включать обогрев автопилота, а на
исполнительном — обогрев ППД-1В за 1—2 минд,о взлета в нормальных
условиях п за 3—5 мин до взлета в условиях обледенения. Выключать
обогрев ППД-1В не позднее 1—2 мин после приземления самолета.
Если взлет производится в условиях обледенения, противообледени-
тели стекол, воздухозаборников двигателей и самих двигателей вклю-
чать на рулении. Следует помнить, что эффективно электрообогрев сте-
кол начинает работать через 5—6 мин после включения. Противообледе-
китель стабилизатора включать после отрыва самолета, контролируя
работу его по периодическому загоранию сигнальной лампы п увеличе-
нию тока нагрузки примерно на 550 а по амперметрам А-3, расположен-
ным на щитке управления электроэнергией в кабине штурмана. Протп
вообледенитель крыла и киля включать после перевода двигателей на
номинальный режим, контролируя работу его по указателю термометра
ТЦТ-13. На различных режимах полета температура должна быть в
пределах 70—180°С.

5-	Выключение противообледенителей производить только после вы-
хода из зоны обледенения или из облаков, предварительно убедившись
в отсутствии льда на крыле и хвостовом оперении. Электрообогрев
остекления при полетах в сложных метеоусловиях рекомендуется остав
лять включенным на все время полета (при растрескивании внешней
части стекла во время полета или на стоянке допускается полет с та-
ким стеклом до аэродрома базирования или назначения, при этом
электрообогрев стекол не включать).

6.	Противообледенители двигателей, их воздухозаборников, крыла
и киля включать в следующих случаях:

при подходе к зоне возможного обледенения (перед пробиванием
облачности, при дымке и туманной погоде) в случае вынужденного по-
лета в этой зоне;

при случайном попадании в зону обледенения;

при образовании белых пятен на передней кромке крыла пли на воз-
духозаборниках;

при загорании сигнальной лампы РИО-2М.

7.	При полете в сложных метеоусловиях в зону обледенения не вхо-
дить, в крайнем случае при входе в зону обледенения действия коман-
дира корабля должны быть направлены к тому, чтобы сократить до ми-
нимума время пребывания самолета в условиях обледенения.

8.	В случае посадки при наличии низкой облачности и обледенения
противообледенитель стабилизатора и стекол выключать только после
приземления, а противообледенители крыла и киля — после пролета
БПРМ.

9-	Перед посадкой после полета в условиях обледенения убедиться,
что на носке стабилизатора отсутствует лед, а при наличии льда по воз-
можности продолжить полет вне зоны обледенения с включенным про-
тивообледенителем стабилизатора для удаления льда. При невозмож-
ности удалить лед посадку производить с убранными закрылками при
повышенном внимании. При посадке на ограниченные по длине ВПП
можно выпустить закрылки, так как высокое расположение горизонталь-
ного оперения по отношению к крылу заметно уменьшает угол скоса по-
тока за крылом (до 5—6°) при выпущенных закрылках. Вследствие эг-
го отрицательный угол атаки горизонтального оперения будет состав-
лять 2,5—5°, срыв потока на нем будет исключен, продольная устойчи-
вость при выпуске закрылков нарушена не будет.

10-	После полета в условиях обледенения тщательно осмотреть двн
гатели и убедиться в отсутствии повреждений кока, лопаток ВНА, ло-
паток первой ступени компрессора и носка' воздухозаборников двига-
телей.

11.	При температурах наружного воздуха +5°С и ниже при повы-
шенной влажности (дождь, изморозь, снег) запускать двигатели только с
включенными противообледенительными системами двигателей и возду-
хозаборников.

СИСТЕМА СЖАТОГО ВОЗДУХА

Система сжатого воздуха предназначена для открытия замков ство-
рок контейнера тормозного парашюта и замка парашюта при его сбро-
316
Рис. 10.5. Принципиальная схема системы сжатого воздуха:

1— воздушный баллон Н6151-24; 2 — предохранительный клапан 448; 3— воздушный манометр
МВ-250М: 4 — штуцер бортовой зарядки 3509С50; 5 — воздушный фильтр 442; б — запорный кран
219К; 7 — обратный клапан 636100М; 8— воздушный редуктор ИЛ611-150-55; 9, 11, /4 — воздушные
цилиндры; 10, 12, 13 — электровоздушиые клапаны ЭК-69

се, а также для закрытия заслонок патрубков продува стартер-генера-
торов при тушении пожара в мотогондолах с целью создания необходи-
мой концентрации огнегасящего состава в мотогондоле.

Источником питания системы является баллон сжатого воздуха ем-
костью 3 л, заряжаемый на земле до давления 150 кГ!см2. Давление
воздуха в системе контролируется манометром МВ-250М, установлен-
ным в районе щитка бортовой зарядки воздушной системы на правом
борту снизу между шпангоутами № 39 и 40

В систему сжатого воздуха входят следующие агрегаты (рис. 10.5):
воздушный баллон 1, бортовой зарядный штуцер 4, воздушный фильтр
5, запорный кран 6, обратный клапан 7, редукционный (предохрани-
тельный) клапан 2, манометр МВ-250 («?), воздушный редуктор 8, че-
тыре электровоздушных клапана ЭК-69 (10, 12 и 13), воздушные ци-
линдры 9, 11, 14. Трубопроводы воздушной системы окрашены в чер-
ный цвет и выполнены нз труб магниевого сплава АМГ-М, а в районе
мотогондол — из стальных труб.

Воздушный баллон имеет форму шара и установлен под полом на
правом борту между шпангоутами № 39 и 40. Баллон заряжается су-
хим сжатым воздухом от аэродромного источника давления через бор-
товой зарядный штуцер 4, воздушный фильтр 5, запорный кран 6 и
обратный клапан 7. Все эти агрегаты, за исключением обратного кла-
пана 7, закреплены па щитке бортовой зарядки, а обратный клапан
расположен рядом со щитком. Запорный кран представляет собой
кран игольчатого типа с маховичком. Воздушный фильтр выполнен в
виде цилиндрического корпуса с набором сетчатых и фетровых колец

Для предохранения воздушного баллона от давления свыше
170j/g кГ/см2 при его зарядке, а также в случае резкого повышения
температуры окружающей среды в линии зарядки перед баллоном
установлен предохранительный клапан 2 (агр. 448). Для понижения
давления с 150 до 55±5 кГ1см2 и поддержания постоянного давления
в расходной части системы на панели агрегатов воздушной системы,
расположенной на левом борту между шпангоутами № 50 и 51 над по-
лом, установлен воздушный редуктор И Л611-150-55. Редуктор состоит
Рис. 10.6. Схема работы клапана ЭК-69:

1, 5 — клапаны; 2 — штифт; 3— стержень; 4, 9, 12 — корпусы; 6 — стержень; 7 — якорь 8— электро-
магнит; 10 — поршень; 11— компенсатор; 13, 14, 16 — пружины, /5 —затвор

из корпуса, клапана Л', мембраны Л1, редукционной пружины Р, буфера,
толкателя и предохранительного клапана.

При отсутствии давления воздуха в системе подвижные детали ре-
дуктора под действием редукционной пружины Р находятся в крайнем
нижнем положении, клапан Д' отжат толкателем от седла и полости А и
Б сообщаются между собой. При зарядке системы, а также при наличии
воздуха в баллоне воздух из полости Б поступает в полость А и далее
в систему. По мере нарастания давления в полости А, мембрана М на-
чинает прогибаться вверх, преодолевая сопротивление редукционной
пружины Р, и толкатель отходит от седла клапана. Клапан Д' под дейст-
вием своей пружины, приближаясь к седлу, уменьшает проходное сече-
ние для протекания воздуха из полости Б в полость А. При давлении за
редуктором свыше 55±5 кГ!см2 клапан закрывается и разобщает полос-
ти А и Б.

В случае негерметичности клапана при закрытом его положении дав-
ление воздуха в полости А может стать выше 55±5 кГ/см1, тогда при
давлении 75 кГ/см2 откроется предохранительный клапан, который
сбросит избыток воздуха в кабину.

Для управления двумя воздушными цилиндрами 11, штоки которых
открывают замки створок контейнера тормозного парашюта, на шпан-
гоуте № 62 установлен электровоздушный клапан ЭК-69, рядом с кото-
рым установлен второй такой же клапан для открытия замка парашюта
при его сбросе.

Два электровоздушных клапана ЭК-69 управления воздушными ци-
линдрами заслонок продува стартер-генераторов расположены иа панели
агрегатов воздушной системы.

Электровоздушный клапан длительного действия ЭК-69 (рис. 10.6)
состоит нз двух основных узлов: электромагнита и управляемого им
воздушного клапана. При замыкании цепи питания катушки электро-
магнита якорь 7, толкая стержень 6, перемещается влево, одновременно
перемещая клапан 5 до посадки его на седло корпуса 4. Клапан 5 пе-
редает движение стержню 3, который давит на шток компенсатора 11-
Компенсатор, сжимая пружину 13, вначале выбирает зазор, равный
1,6 мм, а затем свое движение передает клапану 1, который открывает
доступ сжатого воздуха из баллона в поршневую полость D.

Компенсатор предназначен для обеспечения достаточного тягового
усилия электромагнита к моменту открытия клапана 1 при сохранении
хода сердечника магнита. Принцип действия компенсатора состоит в
следующем. При замыкании цепи электромагнита, когда зазор между
318
якорем 7 ii стержнем 6 максимальный, а тяговое усилие минимальное,
магнит преодолевает лишь сопротивление пружины 13. После того как
зазор 1,6 мм в компенсаторе будет выбран, тяговое усилие магнита
возрастает до величины, достаточной для открытия клапана 1, т. е-
для преодоления суммарного усилия пружины 14 и давления воздуха-
Под действием силы давления воздуха, возникающей вследствие раз-
ности площадей поршня 10 и затвора 15, поршень 10 переместит кла-
пан 1 влево. Затвор 15 открывает доступ воздуха к воздушному цилинд-
ру через полость В. При размыкании цепи питания катушки электро-
магнита клапан 1 под действием пружины 14 будет перемещаться впра-
во и давить на направляющую, которая через пружину 13 отводит ком-
пенсатор 11 вправо. Компенсатор через стержень 3 отводит клапан 5
от седла, а клапан 1 при этом садится на свое седло. Воздух, запертый
в подпоршневой полости D, через отверстия К выходит в атмосферу.
Под действием пружины 16 затвор 15 переместится вправо, поршень 10
отойдет от своего седла, а затвор 15 перекроет доступ воздуха из балло-
на к воздушному цилиндру. Воздух из цилиндра при этом стравливает-
ся в атмосферу через канал В н отверстия С в корпусе клапана, т. е.
при выключенном клапане воздушный цилиндр сообщается с атмосфе-
рой, а при включенном — с баллоном сжатого воздуха.

Продолжительность включения электровоздушного клапана — ЗОлшн
при напряжении 27 в. В нерабочем положении клапана (электро-
магнит обесточен) при давлении воздуха от 0 до 70 кГ/см? травление
воздуха не допускается. При открытых клапанах управления тормоз-
ным парашютом и закрытых клапанах управления заслонками проду-
ва генераторов давление воздуха в системе не должно падать за
15 мин более чем на 4 кГ/см2.

Электровоздушный клапан 12 (см. рис. 10.5) управления двумя воз-
душными цилиндрами 11 замков створок контейнера тормозного пара-
шюта срабатывает при нажатии на одну из кнопок «Выпуск парашю-
та», расположенных на левом и правом бортах кабины пилотов- Клапан
ЭК-69 (13) управления воздушными цилиндрами 14 замка тормозного
парашюта срабатывает при нажатии на одну из кнопок «Сброс поса-
дочного парашюта», расположенных на приборных досках левого и пра-
вого пилотов. Клапаны ЭК-69 (10) управления воздушными цилиндра-
ми 9 заслонок патрубков продува стартер-генераторов срабатывают
автоматически от системы сигнализации пожара в мотогондолах
ССП-2А, а также при нажатии ламп-кнопок противопожарной системы
на верхнем электрощитке пилотов.

При предполетном осмотре самолета необходимо проверять зарядку
воздушной системы. Давление по манометру должно быть 150-ю кТ/с.м2
(имеется только один манометр у щитка бортовой зарядки системы).

ГЛАВА 11

БЫТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Бытовое оборудование самолета обеспечивает нормальные условия
для работы экипажа и максимальный комфорт пассажирам.

В герметической части фюзеляжа имеются: салоны для пассажиров,
кабина экипажа, вестибюль, буфет, туалеты и помещения для багажа и
груза (см. рис. 2.3)

Имеется возможность установки легкосъемных перегородок для од-
ного или двух гардеробов за счет снятия пассажирских кресел. На пра-
вом борту сзади кабины экипажа имеется гардероб для экипажа.

Для снижения шума и уменьшения вибрации от силовых установок
в конструкцию крепления панелей пола, потолка, перегородок, стенок и
других элементов внутренней отделки помещений введены мягкие прок-
ладки, а панели пола к каркасу фюзеляжа крепятся на упругих эле-
ментах.

Салоны для пассажиров оборудованы мягкими креслами с прпвяз
ными ремнями, плафонами освещения, системами звукового и светового
оповещения и вызова бортпроводника, полками для ручной клади, син-
тетическими коврами, портьерами, занавесками. Стены и потолки сало-
нов, кабины экипажа и бытовых помещений облицованы декоративно-
отделочными материалами. В бытовом оборудовании широко исполь-
зуются современные синтетические материалы и пластмассы. Освеща-
ются помещения светильниками с плафонами нз органического стекла
белого цвета. Имеются светильники индивидуального освещения. В по-
лете пассажиров обслуживают два бортпроводника, сиденья для кото-
рых находятся: одно в вестибюле экипажа, другое — в переднем вести-
бюле и третье — в конце пассажирской кабины.

ПАССАЖИРСКАЯ КАБИНА И КАБИНА ЭКИПАЖА

Пассажирская кабина разделена на два салопа — передний и зад-
ний—легкосъемной перегородкой у силового шпангоута № 34. В са-
лонах установлено 36 двухместных блоков пассажирских кресел (могут
быть и другие варианты компоновки пассажирской кабины) Каждый
блок кресел устанавливается на два рельса с колеей 805 мм с помощью
опор, закрепленных на трубе каркаса блока. Все кресла крепятся к по-
лу с помощью специальных направляющих, в которых имеются вырезы с
шагом 30 мм, служащих для крепления стопорных болтов кресел.
Конструкция направляющих позволяет быструю перестановку кресел
Силовой каркас блока выполнен из магниевого сплава МА8-М. Л1ягкие
элементы кресла выполнены из поропласта и приклеены к каркасу кле-
ем 88. Для комфорта пассажиров спинка кресла может менять наклон
с 16 до 25°-

Спинки кресел откидываются вперед и назад, сиденья откидываются
вверх, что позволяет пассажирам удобно проходить по рядам и распо-
лагаться в креслах. Все кресла оборудованы пепельницами, вмонтиро-
ванными в средние подлокотники, карманами для газет и журналов, сто-
ликами (на задней стороне спинок). На случай полетов самолета над
водными пространствами каждое пассажирское место снабжается спа-
сательным жилетом АСЖ-63П.

Между первым и вторым рядами кресел поставлены столики-:Над
креслами установлены багажные полки-поручни для ручной клади пас-
сажиров- На полках имеются панели обслуживания с арматурой инди-
видуального освещения и вентиляции, с лампами для освещения номе-
ров рядов кресел и сигнализации вызова бортпроводника, а также с
кнопками ее вызова.

В проходах между креслами и между рядами кресел уложены капро-
новые ковровые дорожки с подслоем эластичной губчатой резины, что
позволяет не крепить их к полу (в процессе эксплуатации необходимо
следить, чтобы кромки ковров были прижаты к полу резиновыми
вкладышами).

Салоны освещаются плафонами прямоугольной формы, установленны-
ми на потолке. В плафоны установлены лампы дневного света, а между
ними — лампы накаливания (дежурное освещение). Плафоны выполне-
ны в виде отдельных секций, что позволяет легко менять электролампы.

В окнах салонов имеются раздвижные занавески. Стены и борта са-
лонов, поверхности багажных полок и коробов вентиляции облицованы
синтетическим материалом—павинолом на мягкой основе из пороплас-
та. отвечающим требованиям теплозвукоизоляции и комфорта. Декора-
Pin 11.1. Сиденье пилота:
а — вид на левый борт си-
денья; б — вид па правый
борт сиденья;

/ — рама; 2 — зубчатая рейка;
3 — ролики; 4 — рукоятка уп-
равления наклоном спинки; 5 —
подушка; 6 — рукоятка управ-
ления продольным перемещени-
ем; 1 — подлокотники; 8 — спин-
ка; Р — рукоятка регулирования
подлокотников; 10 — рукоятки
управления вертикальным пере
мещением; 11.	13— качалки:

12 — каретка; 14 — шариковый
пружинный замок; 15 — направ-
ляющая; 16 — рельс; 17 — ро-
лик; 18 — пружинный стопор
продольного перемещения

тивное оформление салонов выполняется в четырех цветовых вари-
антах:

«солнечный» — в зеленоватых тонах;

«северный» — в серо-голубых тонах;

«мечта» — в голубых тонах;

«бирюзовый» — в серо-кремовых тонах.

Кабина экипажа облицована до шпангоута № 9 так же, как и сало-
ны, павинолом с подслоем мягкого поропласта светло-зеленого цвета.
Облицовка состоит из съемных панелей, большинство которых сделано
из фанеры. Панели, расположенные над сиденьями пилотов, и детали
облицовки фонаря пилотов отштампованы из сплава АМцА-М. Сиденья
пилотов (рис 11.1) вкатываются на четырех парах роликов 17 на раме
в направляющие рельсы 16, приклепанные к полу. В рельсах имеются
отверстия, в которых сиденье фиксируется штырями пружинного сто-
пора, связанного через систему качалок, тяг и троса с рукояткой 6 уп-
равления продольным перемещением сиденья на левой стороне
каретки. Перемещение сиденья вверх и вниз осуществляется по на-
правляющим: вниз — под действием веса пилота, вверх — силой воз-
душной пружины с давлением воздуха 18 кГ/см2. Рукоятка управления
перемещением сиденья находится на правой стороне каретки и связана
через систему качалок, тяг и троса с шариковыми пружинными замками
14 каретки, которыми сиденье фиксируется в вертикальных направля-
ющих.

Конструкция сиденья обеспечивает:

продольное перемещение: правого сиденья на 138 мм с фиксацией в
семи положениях, левого — на 69 мм с фиксацией в четырех положе-
ниях;

вертикальное перемещение на 160 мм с фиксацией в одиннадцати
положениях;

изменение наклона спинки от 18 до 38° относительно вертикали с
одновременным выдвижением подушки на 50 мм и изменением ее нак-
лона к горизонту от 4 до 8° с фиксацией в шести положениях ( за счет
изменения наклона туловища при даче рукоятки 4 на себя);

регулировку подлокотников по углу наклона и откидывания подло-
котников вверх с помощью рукояток 9.

Размер сиденья между подлокотниками—-465 мм. В левом подло-
котнике вмонтирована пепельница.

Конструкция сиденья штурмана обеспечивает.

продольное перемещение на 120 мм с фиксацией в трех положениях;
поворот сиденья на 180° с фиксацией в семи положениях;
вертикальное перемещение на 80 мл с фиксацией в пяти поло-
жениях.

Сиденье лоцмана шарнирно закреплено на правом борту на спе-
циальном кронштейне и сделано складывающимся (откидывается к бор-
ту, освобождая проход к рабочему месту штурмана).

Сиденье бортмеханика установлено между сиденьями пилотов и
шарнирно закреплено на правом борту на специальных кронштейнах.
Сиденье сделано складывающимся и откидывается к правому борту,
освобождая проход.

Сиденья бортпроводников в передней части кабины откидные. Си-
денье, установленное в конце заднего пассажирского салона, закрепле-
но на перегородке правого туалета- Для обеспечения прохода в багаж-
ное отделение заднее сиденье на роликах закатывается в нишу, имею-
щуюся в стенке. На перегородке левого туалета имеется запорный
кронштейн, на который кладется консольная часть сиденья, запираю-
щаяся автоматически в рабочем положении.

Все сиденья членов экипажа и бортпроводников имеют привязные
ремни.

Буфет расположен между передним багажником и салоном для пас-
сажиров. Буфет предназначен для обеспечения пассажиров и членов-
экипажа горячими и холодными напитками и холодной закуской. Кро-
ме того, предусмотрена возможность горячего питания. Для обеспече-
ния пассажиров горячим питанием необходимо предварительное приго-
товление продуктов в цехе питания аэропорта, так как на борту предус-
матривается только подогрев или незначительная доработка продуктов
питания. Педварительная сервировка полуподносов П-2 или больших
подносов П-1 должна также производиться в цехе питания аэропортов.

Стол буфета установлен на правом борту фюзеляжа. Под крышкой
стола размещены четыре контейнера бортпроводника.

Компрессионный автоматический холодильник «Минск-2» предназ-
начен для сохранения пищевых продуктов, охлаждения напитков и при-
готовления пищевого льда. Питание переменным током с напряжением
127 в осуществляется от преобразователя ПО-бООС (потребляемая мощ-
ность ПО—140 вт). Выключатель холодильника расположен на элект-
рощитке бортпроводника. Питание бытовых приборов (электрокипя-
тильников, духового шкафа и электроплитки) осуществляется от отклю-
чаемой при включении противообледенителя стабилизатора шины
бытовых приборов, расположенной в РК пассажирской кабины и подклю-
чаемой к бортсети с помощью выключателя на электрощитке штурма-
на. На самолете предусмотрена возможность включения электрическо-
го пылесоса при помощи штепсельных розеток, расположенных в каби-
не у шпангоутов № 11 и 34.

Туалеты расположены по обе стороны от прохода из салона в заднее
багажное отделение и оборудованы водопроводом и канализацией. У
передних стенок туалетных помещений установлены унитазы, рядом с
которыми имеются педали для промывки их чашек. По бортам фюзеля-
жа смонтированы тумбочки, в которых хранятся коробки для салфеток,
туалетной бумаги, гигиенических прокладок и платяных щеток, а также
ящики для использованных салфеток.

Умывальники расположены на задних перегородках туалетных поме-
щений. Для подогрева воды в туалетах установлены электрические
водоподогреватели ПВ-27, включение которых осуществляется с элек-
трощитка бортпроводника. Из водоподогревного бачка нагретая вода
подается к крану-смесителю умывальника. В туалетных помещениях
имеются розетки для электробритв; выключатель розеток расположен
на электрощитке бортпроводника.

Борта и потолок туалетных помещений облицованы павинолом па
поропласте, а перегородки и двери — слоистым пластиком. Полы туа-
322
летных помещений герметизированы —
покрыты хлорвиниловым линолеумом
на герметике.

В туалетных имеются кнопки для
вызова бортпроводника и концевые
выключатели для замыкания цепей
красных ламп подсвета табло «Заня-
то» и зеленых ламп подсвета табло
«Свободно», размещенных над вход-
ными дверями в туалеты. Если заняты
оба туалета, то над общей входной
дверью в туалеты загорается табло
«Туалеты заняты».

Сигнализация вызова бортпровод-
ника и подсвета табло нумератора пас-
сажирских мест. Для вызова бортпро-
водника пассажирами или экипажем и
подсвета табло нумератора пасса-
жирских мест имеется система свето-
вой и звуковой сигнализации. Вызов
бортпроводника пассажирами осуще-
ствляется нажатием кнопочны.х вы-
ключателей на панелях обслуживания
пассажиров, расположенных на пол-
ках ручной клади над каждым блоком
кресел. При нажатии кнопки пасса-
жиром на электрощитке бортпроводни-
ка звенит электрозвонок и загорается
лампа сигнализации вызова из перед-
него или заднего салона. Одновремен-
но с этим загорается лампа подсвета
нумератора пассажирских мест, ука-
зывая бортпроводнику, с какого ме-
ста происходит вызов.

При получении сигнала бортпро-
водник должен выключить звонок
кнопкой на своем электрощитке, вый-

Рис. 11.2. Электрощиток бортпровод-
ника

тп к пассажиру, выполнить его просьбу, после чего привести систе-
му сигнализации в исходное положение: нажать на кнопку вызова на
панели обслуживания пассажиров, а вернувшись в буфет, нажать на
кнопку выключателя «Сброс сигнала» вызова пассажирами передней
или задней кабины на электрощитке бортпроводника (рис. 11.2).

Включение нумератора пассажирских мест производится перед по-
садкой пассажиров выключателем на электрощитке бортпроводника. При
этом загораются 22 лампы на панелях обслуживания переднего салона
и 14 ламп иа таких же панелях заднего салона. Для разграничения ра-
боты ламп в режиме вызова и в режиме нумератора в цепях питания
ламп установлены диоды, исключающие возможность подачи «плюса»
бортсети в цепи питания ламп нумератора мест при работе системы в
режиме сигнализации вызова бортпроводника.

Для вызова бортпроводника экипажем необходимо нажать кнопку,
установленную на передней торцовой стенке электрощитка левого пи-
лота. При этом сработает электрозвонок на электрощитке бортпровод-
ника и загорится сигнальная лампа вызова экипажем. После получения
сигнала бортпроводник отключает кнопкой на своем электрощптке зво-
нок, а другой кнопкой с надписью «Вызывает экипаж, туалет» произво-
дит сброс сигнала вызова. При вызове бортпроводника из туалета так-
же сработает звонок и загорится лампа вызова из туалета.
Для вызова экипажа на связь по СГУ на щитке СГУ-15 бортпровод-
ника установлена кнопка, при нажатии которой на пульте триммеров
левого пилота загорится лампа «Вызывает бортпроводник».

Для оповещения пассажиров перед взлетом и посадкой, при попада-
нии самолета в турбулентную атмосферу в пассажирской кабине
у шпангоутов № 18 и 34 и у шпангоута № 26 установлены транспаран-
ты «Не курить, застегнуть ремни». Подсвет каждого транспаранта осу-
ществляется четырьмя параллельно включенными лампами.

Включение транспарантов производит второй пилот выключателем,
установленным на его электрощитке.

Уход за отделкой и оборудованием кабин и бытовых помещений.
Стены кабины экипажа и пассажирских салонов облицованы мягким
декоративно-облицовочным материалом — «дублером». Потолок салона
облицован павинолом на стеклоткани.

Полы кабин покрыты коврами из капроновой ворсовой ткани с губ-
чатым резиновым подслоем, что обеспечивает их плотное прилегание
к полу. Полы должны лежать без перекосов и складок, а кромки их
должны быть заправлены в определенных местах под специальные ме-
таллические полоски, а по рельсам крепления сидений — под резиновые
вкладыши.

В вестибюлях у входов всегда должны лежать на полу резиновые
коврики для вытирания ног пассажиров и экипажа.

Необходимо следить, чтобы занавески, шторы и портьеры всегда на-
ходились в правильном положении и были чистыми; загрязненные — не-
медленно заменять. Во избежание загрязнения и повреждения потолоч-
ных панелей не разрешается класть на багажные полки чемоданы, ящи-
ки и другие грубые, тяжелые предметы. Необходимо следить, чтобы по-
ложенные на полку вещи не касались потолка. В случае касания вещи
необходимо снять и поместить в багажное отделение.

С целью обеспечения аккуратного обращения пассажиров с бытовым
оборудованием бортпроводнику, кроме обычной информации, рекомен-
дуется:

информировать пассажиров, что большая часть бытового и пасса-
жирского оборудования выполнена из тонких и легких синтетических
материалов, требуюших бережного отношения, так как они могут быть
сравнительно легко повреждены при несоблюдении осторожности;

напомнить пассажирам, что курить можно только на месте в кресле,
что нельзя курить в туалете, в вестибюле и в буфете. Для окурков име-
ются пепельницы в каждом кресле. Если пепельница переполнится, обя-
зательно попросить бортпроводника очистить ее и не класть окурки, бу-
мажки и прочие отходы в другое место.

САНИТАРНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Санитарно-техническое оборудование самолета состоит из двух си-
стем: водоснабжения и канализации, размещенных в задней части пас-
сажирской кабины между шпангоутами № 41 и 50. Система водоснаб-
жения служит для обеспечения водой умывальников, туалетных комнат,
а система канализации — для слива использованной в умывальниках
воды и обеспечения промывки унитазов.

Санитарно-техническое оборудование (рис. 11.3) включает следую-
щие основные агрегаты: бак для воды 14 емкостью 55 л, два умываль-
ника 19 с кранами, два унитаза 1, сливной бак 27 емкостью 150 л, филь-
трующий узел 18 с двумя электронасосами ЭЦН-104 36 для промывки
унитазов, панель 24 заправки водой и панель 30 слива нечистот, заправ-
ки системы канализации химжидкостыо и промывания ее водой.
11

12 13

Рнс. 11.3. Принципиальная схема систем водоснабжения и канализации:

/ — унитаз; 2 — педаль-кнопка промывки унитаза; 3 — сливной кран; 4, 6, 8, 11, 15, 16. 17, 20,
21— трубопроводы; 5 — бачки; 7 — краны-смесители; 9— запорный кран; 10 — указатель количества
воды; 11 — трубопровод дренажа бака для воды; 12 — водозаправочный поплавковый кран; 13 —
контрольный водозаправочный клапан; 14—бак для воды; 18— фильтрующий узел; 19— умы-
вальник; 22— дренажная труба; 23— вытяжная труба сливного бака; 24 — водозаправочная па-
нель; 25 — контрольный штуцер; 26— водозаправочный штуцер; 27 — сливной бак; 28 — обратный
клапан; 29 — трубопровод подвода горячего воздуха; 30 —- сливная панель; 3/— сливной клапан;
32—клапан слива отстоя из насосов ЭЦН-104; 33 — кнопка включения насосов ЭЦН-104; 34—
штуцер заправки хнмжидкостью; 35 — коллектор; 36 — насос ЭЦН-104; 37— трубопровод заправки
химжидкостью и промывки сливного бака; 38, 39 — трубопроводы

Система промывки унитазов — замкнутая, рециркуляционного дей-
ствия, т. е. унитазы промываются жидкостью, находящейся в сливном
баке, после чего жидкость снова стекает в сливной бак.

Для уничтожения запахов и дезинфекции нечистот в качестве реа-
гента применяется специальная химическая жидкость, которая также
частично растворяет твердые частицы нечистот. Хпмжидкость заправля-
ется в сливной бак в количестве 12% его емкости, что составляет 18 л.
В течение полета концентрация химжидкости уменьшается за счет раз-
бавления ее водой, поступающей из умывальников, и жидкими нечисто-
тами. Получаемый раствор химжидкости прокачивается через фильтру-
ющий узел 18 емкостью 11 л, где твердые частицы нечистот отфильтро-
вываются, и насосами ЭЦН-104 подается по трубам на промывку унита-
зов

Заправка системы водоснабжения водой производится через водо-
заправочную панель 24, а заправка системы канализации химжид-
костью и промывка ее на земле осуществляются через сливную панель
30. Обе панели расположены на обшивке фюзеляжа снизу. Для предот-
вращения замерзания заправочных и сливных штуцеров панелей они
изнутри обогреваются горячим воздухом, поступающим из системы обо-
грева кабин по трубопроводам 29.

Система водоснабжения. В систему водоснабжения входят: бак 14
для воды емкостью 55 л, два умывальника 19 с кранами-смесителями
7, водозаправочная панель 24, краны, трубопроводы и арматура. Бак
325
для воды 14 установлен в
заднем багажном отделении
(слева, вверху) и запол-
няется водой на земле в ко-
личестве 45 л через водоза-
правочную панель, рас-
положенную на обшивке
фюзеляжа в нижней части
правого борта между шпан-
гоутами № 45 и 46. В баке
расположены водозаправоч
нып поплавковый кран 12

Рис. 114. Контрольный водозаправочный клапан:ц контрольный ВОДОЗапра-
«очный клапан 13. Для за-
верстия в корпусе	ПраВКИ СИСТвМЫ ВОДОЙ СО

штуцеров 25 и 26 на водоза-
правочной панели снимаются заглушки и к штуцеру 26 присоединяется
шланг от водозаправщика, от которого вода под давлением 1—2 кГ1см2
по трубопроводу 16 подается в бак 14. При наполнении бака водой до
уровня, соответствующего 45 л, пробковый кран 12 с помощью поплав-
ка перекрывает воду. На том же уровне внутри бака стоит контрольный
водозаправочный клапан (рнс. 11.4), в корпусе которого имеется пор-
шень 3, на штоке которого сидит клапан 7. При уровне воды, равном
45 л, поршень 3 давлением воды, поступающей из водозаправочного
трубопровода, смешается влево, преодолевая усилие пружины 4. При
этом открывается клапан 7 и вода, заполняющая через отверстия 8 кор-
пус клапана, через штуцер 6 и трубопровод вытекает нз контрольного
штуцера на водозаправочной панели, сигнализируя о том, что бак за-
полнен до 45 л. После отсоединения шланга водозаправщика необходи-
мо дождаться полного слива воды из штуцеров водозаправочной напе-
ли, после чего закрыть их заглушками. В баке имеется указатель коли-
чества воды поплавкового типа.

В случае заправки бака водой при температуре ниже 2°С необходи-
мо закрыть запорный кран 9 (см. рис. 11.3) под баком, чтобы предот-
вратить замерзание воды в холодном трубопроводе 17 после бака (от-
крывается кран после включения обогрева кабин в наборе высоты). Во-
да перед заправкой должна быть подогрета до температуры 35—60°С,
а пассажирские салоны должны быть подогреты до температуры 15°С.
Из бака вода по трубопроводу 17 поступает в магистрали питания умы-
вальников. По трубопроводам 4 вода поступает в водоподогревные бач-
ки 5, а затем по трубопроводам 6 в краны-смесители 7, где смешива-
ется горячая и холодная вода. Кран-смеситель или кран-дозатор (рис.
11.5) состоит из корпуса 14, в котором расположены золотники 12 и
клапан 4. Подача воды в раковину происходит при нажатии на ручку
7, когда клапан 4, связанный с ней рычагом, опустится вниз. К крану
подведены две трубы, которые подсоединены к нему с помощью гай-
ки 20 и угольника 21. На облицовке 23 крана указаны три положения
ручки 22 крана, которым соответствуют три положения золотника 12;
нейтральное — теплая вода, треугольник темно-голубого цвета — хо-
лодная вода, треугольник красного цвета — горячая вода. Поворотом
ручки 22 крана с помощью защелки 18 и пружины 17 фиксируется нуж-
ное положение золотника 12.

Краны-смесители соединены между собой с помощью дренажного
трубопровода 8 (см. рис. 11.3).

Из раковин умывальников вода самотеком стекает в сливной бак
27 по трубопроводам 39. В нижней точке трубопровода 17 под полом
установлен сливной кран 3 для слива воды из системы водоснабжения
326
в бак 27. Маховичок крана вы-
несен на поверхность пола, под-
ход к нему осуществляется через
створки тумбочки под умываль-
ником в левом туалете.

В зимнее время перед посад-
кой самолета необходимо от-
крыть кран 3 и слить воду в сли-
вной бак. После посадки само-
лета и высадки пассажиров не-
медленно, пока кабина и подполь-
ное помещение не охладились до
минусовой температуры, полно-
стью слить воду из системы сан-
узла и оставить кран 3 открытым
до следующего полета.

В летнее время перед дли-
тельной стоянкой самолета необ-
ходимо сливать воду во избежа-
ние нагревания и ее порчи.

Систему водоснабжения необ-
ходимо периодически, а также по-
сле ремонта и в случае обнаруже-
ния загрязнения дезинфициро-
вать.

Если при подаче воды от во-
дозаправщика бак не заполня-
ется при достаточном давлении
в штуцере заправки, то необхо-
димо убедиться в исправности
магистрали и в отсутствии в ней
воздушных пробок, а зимой и
льда. Если магистраль исправ-
на, то необходимо проверить через
поплавок водозаправочного крана

Рис. 11.5. Кран-смеситель:

/, 15 — заглушки; 2, 5, И, 13 — уплотнительные
кольца; 3 — пробка; 4— клапан; 6 — чашка; 7—
ручка клапана, 8, 10— штифты; 9— переходник;

12— золотник крана; 14 — корпус клапана с
трубкой; 16 — контровка; 17 — пружина; 18 — за-
щелка; 19—болт; 20 — гайка; 21 — угольник;

22—ручка крана; 23 — облицовка крана

ючок в водобаке, поворачивается ли
'. Если поплавок не поворачивается.

заменить кран.

В случае появления в водобаке характерного булькающего звука
при наборе высоты или снижении и обнаружении деформации бака не-
обходимо проверить, не забита ли трубка дренажа И, идущая от бака
к вертикальной стенке раковины левого умывальника.

Трубопроводы системы водоснабжения выполнены из нержавеющей
стали.

Система канализации. В систему канализации входят (см. рис. 11.3):
сливной бак 27 емкостью 150 л, два унитаза 1, фильтрующий узел 18
емкостью 11 л с двумя насосами ЭЦН-104, заканчивающийся в нижней
части сливным клапаном 31, установленным на сливной панели 30, рас-
положенной в нижней части обшивки фюзеляжа справа между шпанго-
утами № 41 и 42. На сливной панели установлен также штуцер 34 для
промывки на земле системы канализации и заправки ее химжидкостыо
и кнопка 33 для включения насосов ЭЦН-104 при промывке унитазов
водой на земле.

С л и в н о й бак — сварной, выполнен из нержавеющей стали тол-
щиной 0,8 мм. Наверху к обечайке бака приварен фланец для установ-
ки обратного клапана 28 в трубе, подающей химжпдкость или воду при
промывке системы канализации на земле. Наверху в баке имеется
смотровой люк с крышкой, а рядом с ним патрубок для вытяжной вен-
тиляции, к которому подсоединяется трубопровод с петлей в вертикаль-
ной плоскости, который вторым концом выходит к выпускному клапану
2176Г, чем устраняется возможность распространения запахов по ка-
бинам. Вдоль верхнего контура бака изнутри к обечайке приварены же-
лоба с отверстиями диаметром 3 мм, направленными на вертикальные
стенки бака, что обеспечивает им хорошую промывку.

Фильтрующий узел служит для отделения от жидкости, пос-
тупающей к насосам ЭЦН-104, твердых частиц нечистот. (Внутри цилин-
дрического сварного из нержавеющей стали корпуса узла находятся
два фильтра, концентрически вставленных один в другой Внутренний
фильтр представляет собой решетку и предназначен для грубой очист-
ки. Наружный фильтр — сетчатый, предназначен для топкой очи-
стки.

Оба фильтра выполнены из нержавеющей стали, их каркасы обеспе-
чивают легкое снятие и установку фильтров. В нижней части обечайки
корпуса фильтрующего узла приварены два патрубка с фланцами для
крепления насосов ЭЦН-104, предназначенных для подачи жидкости из
сливного бака на промывку унитазов Насос ЭЦН-104 центробежного
типа, приводится в действие электродвигателем Д-100 постоянного тока
напряжением 27 в. Включение насоса производится концевым выключа-
1елем, который нажимается педалью-кнопкой 2, установленной у каж-
дого унитаза на полу. Цикл работы электродвигателя — кратковремен-
ный: не более 1 мин при интервалах между включениями не менее 15
мин и 10—15 сек при интервалах между включениями не менее 5 мин.
Насосы ЭЦН-104 имеют дренажные штуцера, соединенные с полиэтиле-
новыми прозрачными трубками-сборниками, которые в свою очередь
подсоединяются к клапану 32 слива капель из дренажных штуцеров на-
соса ЭЦН-104, вмонтированному в корпус основного клапана слива 31.
Жидкость, вытекающая через сальники насосов, собирается в полиэти-
леновых трубках-сборниках, а при открытии сливного клапана 31 от-
крывается клапан 32 и эта жидкость вытекает вместе с нечистотами.
Перед открытием сливного клапана 31 необходимо проверить количест-
во жидкости в полиэтиленовых трубках-сборниках. Если течь через дре-
нажное отверстие насоса превышает 0,5 смг!ч, то насос ЭЦН-104 необхо-
димо заменить.

Сливной клапан состоит из корпуса, выполненного из нержа-
веющей стали, в котором помещается механизм открытия клапана с ру-
кояткой. Для открытия клапана надо снять контровочную булавку, на-
давить шарик рукоятки и повернуть рукоятку вниз до упора. Для обе-
спечения герметичности сливной клапан имеет герметическою заглушку
с резиновым уплотнительным кольцом. К одному фланцу корпуса клапа-
на крепится фильтрующий узел. Другим фланцем корпус клапана герме-
тично крепится к сливной панели. В нижней части к корпусу приварена
горловина, выточенная по международному стандарту для присоедине-
ния к ней шланга ассенизационной машины и для установки гермети-
ческой заглушки.

Запрещается выпускать самолет в полет при негерметичности слив-
ного клапана и его крышки. В случае негерметичности необходимо: про-
тереть резину грибка клапана и кромку его седла для удаления попав-
шей грязи, песка и т. д.; подтянуть грибок к седлу с помощью шарово-
го болта; заменить в случае сильного разрушения резиновую проклад-
ку грибка. На герметичность кчапан испытывается под давлением воды
1,5 кГ]см2 в случае обнаружения жидкости на крышке горловины слив-
ного клапана до его открытия.

Унитаз изготовлен из листовой нержавеющей стали. В верхней
части его проходит кольцевой промывной канал, по всей длине которого
имеется ряд отверстий, а в задней части — удлиненное щелевое отвер-
стие с приваренными патрубками для подсоединения трубы от насоса
ЭЦН-104. В задней части унитаза из промывного канала выведена тру-
ба для обеспечения возможности прочистки канала гибким щетинным
328
ершом в процессе эксплуатации. Унитаз опорным фланцем крепится
к полу.

Трубопроводы системы канализации выполнены из нержавею-
щей стали и соединяются переходниками, а также дюритами с хо-
мутами.

Эксплуатация системы канализации. Непосредствен*
но перед полетом необходимо заправить систему канализации химжид-
костью через штуцер 34 (см. рис. 11.3). Для этого переключатель насо-
са ассенизационной машины ставится в положение «Хнмжпдкость», до-
затор насоса устанавливается на время, необходимое для перекачки
18 л, и включается насос, который после перекачки этой дозы автомати-
чески остановится. Если нет подтекания жидкости через сливной клапан
31, устанавливается герметическая заглушка клапана слива и отсоеди-
няется шланг от штуцера 34. После того как полностью стечет химжпд-
кость из штуцера 34, на него ставится заглушка и закрывается крыш-
кой сливной панели.

Если при заправке системы канализации хнмжпдкость не поступает
в сливной бак, то необходимо проверить, не засорена ли труба магис-
трали. Если труба не засорена, то необходимо снять и сменить обрат-
ный клапан 28, препятствующий попаданию жидкости при переполнен-
ном сливном баке в трубопровод заправки химжидкостыо и промывки
бака.

При отрицательных температурах наружного воздуха химжидкость
перед заправкой должна быть подогрета до температуры 25—35°С.

Перед сливом нечистот необходимо проверить количество жидкости
в полиэтиленовых трубках-сборниках насосов ЭЦН-104, после чего от-
крыть крышку сливной панели 30, снять герметическую заглушку слив-
ного клапана 31 и подсоединить к горловине клапана сливной шланг
ассенизационной машины. После открытия сливного клапана присоеди-
няется промывочный шланг ассенизационной машины к штуцеру 34 н
включается насос машины, подающий воду под давлением около 2 кГ/см2
через обратный клапан 28 в промывочные желоба бака 27. Вода, рас-
текаясь по стенкам и днищу бака, направляется в фильтрующий узел,
и, промывая его, стекает через открытый клапан 31 в приемный резер-.
вуар ассенизационной машины.

Для промывки унитазов теплой водой при работающем насосе ас-
сенизационной машины закрывается сливной клапан поворотом руко-.
ятки вверх до запирания на верхнем фиксаторе и через несколько се-
кунд, когда в фильтрующем узле скопится около 5—8 л воды, нажима-
ется кнопка на сливной панели для включения насосов ЭЦН-104. При
нажатой кнопке насосы ЭЦН-104 нагнетают воду для промывки унита-
зов и фильтра. По окончании промывки, которая длится 2—3 мин, от-
крывается сливной клапан и после того как вся вода из бака и фильтра
стечет, отсоединяется сливной шланг от сливного клапана, клапан за-
крывается. Закрывается заглушка клапана и контрятся булавками ру-
коятка клапана и рычаг заглушки.

Если при закрытой промывке поток смывающей жидкости в унита-
зе явно слабый, то необходимо вынуть в промыть фильтр санузла (во
избежание присыхания и затвердевания нечистот на сетке фильтра и
разрушения сетки), осмотреть и при необходимости запаять сетку или
заменить ее. При необходимости снять насосы ЭЦН-104 и промыть их
фильтрующие сетки.

Нечистоты необходимо сливать по требованию экипажа (но не реже
чем через 12 ч налета) сразу после останова двигателей независимо от
температуры наружного воздуха. Если нечистоты не сливаются, то за-
правка воды не производится.

Категорически запрещается включать насосы ЭЦН-104 при пустом
сливном баке, чтобы насосы не работали всухую.
ЛВАРИ ИНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУ ДОВАНИЕ

Для быстрого покидания самолета пассажирами и экипажем в ава-
рийных случаях на земле на борту самолета имеются: аварийный на-
дувной трап ТН-3, авизентовый (брезентовый) желоб и спасательные
канаты над всеми аварийными люками. Надувной аварийный трап рас-
положен в нише кухни 'около входной двери. Изготовлен трап из про-
резиненной ткани на капроне и представляет собой желоб, образован-
ный надувным каркасом с прикрепленным к нему полотнищем. Надув-
ной каркас трапа наполняется углекислотой из баллона, находящегося
рядом с ним, за 10—15 сек до рабочего давления 0,5 кГ/см2 (емкость
баллона 8 л).

Для приведения надувного трапа в действие необходимо полностью
открыть входную дверь, снять панель с надписью «Аварийный трап»,
открыть замки крепежных лент трапа и поднести трап в чехле к вход-
ной двери. Закрепляется трап наконечниками лямок в специальные уз-
лы в дверном проеме внизу, после чего необходимо выдернуть тросиком
шпильки из штырей чехла и выбросить трап из самолета: чехол легко
раскрывается, а трап, разворачиваясь, достигает земли. После этого не-
обходимо проверить, не заломился ли соединительный шланг трапа
с баллоном, и повернуть рукоятку вентиля баллона. Надувной каркас
трапа наполняется за 10—15 сек углекислотой и трап занимает рабо-
чее положение под углом 45°.

В случае бокового ветра, а также при наличии на земле камней, пней
или кочек один-два члена экипажа спускаются по канату с узлами на
землю и оттягивают трап за нижний конец, не допуская сноса трапа
под самолет или зацепления его за препятствия. После установки тра-
па в рабочее положение первыми опускаются по трапу один-два члена
экипажа, чтобы страховать пассажиров, спускающихся по трапу.

Бортпроводник перед высадкой пассажиров объявляет о необходи-
мости освободиться ог острых предметов, снять очки, обувь на высоких
каблуках; объясняет, как надо спускаться по трапу; не допускает скоп-
ления людей у входной двери.

Аварийная высадка 72 пассажиров при помощи одного надувного
грапа ТН-3 осуществляется за 3—4 мин. В случае сильного пожара
у входной двери лучше использовать авизентовый желоб вместо надув-
ного трапа. Узлы для крепления желоба имеются как у основной, так
и у служебной двери. Спасательный желоб установлен на задней стен-
ке в гардеробе экипажа и изготовлен из материала «Плащ-палатка че-
хольная».

Для приведения спасательного желоба в действие необходимо от-
крыть полностью входную или служебную дверь, снять желоб, вынуть
его из чехла, положить у дверного проема и закрепить фигурные нако-
нечники желоба в специальные узлы в окантовке дверного проема.
После этого установить на пороге профильную накладку желоба и вы-
толкнуть желоб с канатом наружу. Первыми по канату желоба спуска-
ются два члена экипажа, привлекая на помощь физически здоровых
пассажиров, оттягивают желоб за петли в рабочее положение и страху-
ют пассажиров при сходе их с желоба.

Для ускорения эвакуации пассажиров на земле и на воде, а также
в случае заклинеяия входной и служебной двери при аварийной посад-
ке покинуть самолет можно через четыре аварийных люка (слева и
справа над крылом) с помощью спасательных канатов (льняные пле-
теные шнуры), уложенных в чехлы, хранящиеся на багажных полках.
•Спасательные канаты имеют узлы (кнопы), расположенные через 0,5 м,
для предотвращения рук от ожогов вследствие трения при спуске. Ко-
нец каждого каната оснащен сферическим наконечником, вставляемым
в гнездо окантовки аварийного люка. Так как перед полетом стопор
330
замка аварийного люка ставится в положение «Открыто», то для откры-
тия аварийного люка потянуть на себя лишь красную рукоятку замка
(сбоку люка) и снять люк внутрь кабины, после чего закрепить в гнез-
до шаровой наконечник каната и выбросить канат на крыло.

На самолете на случай необходимости имеются два аварийных то-
порика. Один из них размещен на задней перегородке в гардеробе эки-
пажа, а второй — на задней перегородке второго пассажирского салона.
Топорики хранятся в специальных чехлах.

В .вестибюле экипажа установлены две аварийно-спасательные ра-
диостанции «Прибой». При выполнении полетов над водными про-
странствами в комплект оборудования самолета входят групповые пла-
вательные средства: пассажирские плоты СП-12 (каждый грузоподъем-
ностью 1 300 кг — на 12 чел.), надувные лодки ЛАС-5М.-2 (грузоподъем-
ностью 500 кг — на 5 чел.) и индивидуальные спасательные жилеты
АСЖ-63П, размещаемые под сиденьями пассажиров и в вестибюле эки-
пажа.

В случае вынужденной посадки на воду самолет сохраняет достаточ-
ную плавучесть, пассажиры покидают самолет через бортовые аварий-
ные люки и входные двери, пользуясь спасательными фалами.

ГЛАВА 12

САМОЛЕТ Ту-134А. ОСОБЕННОСТИ И КРАТКИЕ
СВЕДЕНИЯ О ЕГО КОНСТРУКЦИИ

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Самолет Ту-134А является модифицированным вариантом самолета
Ту-134, разработанным в ОКБ А. Н. Туполева. В нем используются луч-
шие качества самолета Ту-134, испытанного и проверенного на союзных
и международных трассах Аэрофлота в течение продолжительного вре-
мени. Эти качества совместно с принципиально новым оборудованием
значительно улучшили технические и тактические данные самолета,
комфорт пассажиров, а главное расширили возможности эксплуатации
скоростного самолета при плохих условиях погоды, не снижая уровня
безопасности полетов. Все эти данные выдвинули самолет Ту-134А в
ряды лучших самолетов мира данной категории.

Самолет Ту-134А имеет следующие главные отличия от самолета
Ту-134;

на самолете установлены два двигателя Д-30 второй серии с ревер-
сом тяги;

самолет оборудован вспомогательной силовой установкой ВСУ, ко-
торая обеспечивает автономность самолета — подачу воздуха для запус-
ка двигателей, охлаждения и обогрева кабин, а также подачу электро-
энергии бортовым системам;

фюзеляж самолета удлинен на 2,1 м, чем достигнута возможность с
лучшими удобствами разместить и обслужить 76—80 пассажиров;

увеличен запас топлива (при установке двух дополнительных топ-
ливных баков);

введена дублированная система автоматического регулирования
давления воздуха в кабине — САРД;

выполнены мероприятия по снижению уровня шума в пассажирской
кабине.

В целом самолет рассчитан на перевозку до 8200 кГ коммерческой
нагрузки на дальность полета до 2000 км- При уменьшении коммерче-
ской нагрузки до 5 000 кГ дальность полета увеличивается до 3 200 км.
Высокие крейсерские скорости полета (850 — 900 км!ч) и большие вы-
соты полета (11 000 м), наличие на борту самолета современных средств
радионавигации, радиолокации и посадки по приборам позволяют само-
лету производить регулярные рейсы днем и ночью в сложных метеоус-
ловиях, а также осуществлять автоматизированный заход на посадку
по первой категории требований САО. Наличие реверсивного устройст-
ва на силовой установке позволяет производить посадки на ВПП с пло-
хим состоянием поверхности (наличие воды, снега, гололеда и т. д.).

На самолете установлены два реактивных двухконтурных двигателя
Д-30 второй серии с реверсивным устройством и вспомогательная си-
ловая установка ВСУ. Двигатели размещены в гондолах, установленных
на горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа, и имеют мак-
симальную тягу 6800 кГ каждый. Наличие реверсивного устройства на
двигателях значительно улучшило посадочные характеристики самоле-
та. Максимальное значение обратной тяги двигателя составляет 2 500/сГ
(коэффициент реверсирования составляет 0,37). Реверсивное устройство
(сокращенно реверс) расположено у выходного сечения реактивного
сопла двигателя и конструктивно выполнено в виде Двух дросселирую-
щих створок и отклоняющих решеток.

Установка ВСУ на самолете обеспечила ему независимость от назем-
ных средств по запуску двигателей, снабжению бортовой сети электро-
энергией и подачи воздуха в систему кондиционирования. Размещена
ВСУ в хвостовой части фюзеляжа, поэтому в отличие от самолета Ту-134
здесь дополнительно установлен шпангоут № 65 и выхлопное устройст-
во. Запуск газотурбинного двигателя ВСУ — ТА 8 осуществляется от на-
земного источника с напряжением 27 в или бортовой аккумуляторной
батареи.

Управление двигателями, реверсивным устройством и ВСУ осуществ-
ляется с пульта левого пилота и щитка мотоприборов и ВСУ-

Питание потребителей электроэнергией на самолете осуществляется
постоянным током 27,5 в, переменным однофазным током 115 в, 400 гц и
трехфазным током 36 в, 400 гц. Основными источниками электроэнергии
постоянного тока па самолете являются четыре генератора ГС 18ТО, а
аварийными источниками — генератор ГС-12ТО, установленный па ВСУ,
и аккумуляторная батарея 12САМ-55. Источниками переменного тока
служат два преобразователя ПО-4 500. Для аварийного литания этой се-
ти используется преобразователь ПО-500А- Для питания бортсети трех-
фазным током 36 в, 400 гц на самолете установлены два преобразова-
теля ПТ-1 000ЦС. Для питания авиагоризонта и АРК-15 № 1 использу-
ется преобразователь ПТ-200Ц.

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ту-134А,
КОТОРЫМИ ОН ОТЛИЧАЕТСЯ ОТ САМОЛЕТА Ту-134

Общие

Количество пассажирских мест ......	76

Двигатели ...	. .	............'.	2 ДТРД Д-30

2-й серин

Взлетная тяга, кГ.......... .	2x6 800

Максимальная обратная тяга, кГ ...	......... 2X2500

Запуск двигателей ...	................. от воздушного старте-

ра с подачей воздуха от
ВСУ или от наземной
установки воздушного
запуска (УВЗ)

Расход топлива ,кГ:ч........................... 0,620

Удельная нагрузка на крыло при взлетном весе 47 Т, кГ/м2 408

Длина самолета, м........................ .	. .	37,047

Длина фюзеляжа, м ................	33,17

Высота на стоянке, м .	............... 9,144

Клиренс при стояночном обжатии шасси, м........ 1.540
Минимальный радиус разворота........................ 15 .и

Стояночный угол самолета............................ 0°26'

Угол наклона главных амортстоек к хорде крыла при
стояночном обжатии шасси .	................... 12°

Угол установки стабилизатора.................. .	—1°,5

»	» двигателя (в плане)....................... +4'

» разворота реверса .............................. 15°

» отклонения струи реверса .	.............. 54°

Максимальная эксплуатационная перегрузка ........... 2,0

Шасси

База ....	............ ............... . .	15,83 м

Колея...........	9,45 »

Эксплуатационные

Объемы п размеры помещений

Общий объем герметической кабины............... 124,84 ж3

Внутренние размеры пассажирской кабины:
длина.......................................... 14,90 м

ширина......................................... 2,71»

высота.................................  .	.	1,96 »

Объемы помещений (вариант 76 мест):
переднего багажника............................ 6,0 ж3

пассажирской кабины......................•	.	59,8»

заднего багажника .	................. 8,5»

Емкости (л)

Емкость расходного бака......................... 380

» I группы топливных баков.................. 2x1 150

»	II	»	»	» .................... 2x4910

»	Ш	»	»	».................... 2x2190

Общая емкость топливной системы ........	16500

Топлива и масла

Топливо для двигателей ТА-8 (ВСУ)

Масло »

Т-7, Тс-1,Тс-1Г, Т-1
(ГОСТ 12 308—66)
ВНИИ НП-50-1-4Ф
(ГОСТ 13 076—67)

Ноги шасси

.Давление воздуха в пневматпках колес
। _ главных ног.....................................

передней ноги...................................

Начальное давление азота в амортизационных стойках:
главных ног .......................................

передней ноги ..................................

в стабилизирующем амортизаторе..................

» гасителе пульсаций ...........................

» гидроаккумуляторах гидросистем ...............

» гидроаккумуляторе НС-45.......................

Максимальный угол поворота передних колес в каждую
сторону:
при рулении ........................................

» пробеге н разбеге ...........................

<В диапазоне взлетных весов:

стояночное обжатие амортстойки главной ноги . . .
длина видимой части зеркала штока амортизацион-
ной стойки главной ноги ........................

стояночная усадка пневматиков главных йог . . . .
длина видимой части зеркала штока передней ноги .
стояночное обжатие амортизатора передней ноги . .
стояночная усадка пневматиков передней ноги . . .

8,5+о. Ъкг /смг

8,5 +0,5	»

92+1	»

15+'	»

130±^	»

115+3,0	»

70±3,0	»

35+2	»

— Р30'

±8°30'+}о30.

175—230 мм

104—49 »

45—60 »

310—70 »

80—320 »

15—45 »
Весовые данные (кГ)
Максимальны'! взлетный вес ...................... -17 000

» посадочный вес............................ 43 000

Вес пустого снаряженного самолета................ 29 000

> фюзеляжа......................... ........	4 975

» крыла ...........................................   5	950

> хвостового оперения ...	1	520

» шасси............................................   1	820

» силовой установки ................................ 5	740

> оборудования ..................................... 5	986

Служебная нагрузка.................................... 2	605

В том числе,
топлива с аэронавигавпснным запасом (ЛЗН) на
60 мин полета.................................... 2 500

масла................................................. 45

химжидкостн для туалета..............................  15

воды в туалете........................................ 45

Максимальная коммерческая нагрузка............... 8 200

Центровки(% САХ)

Предельно передняя центровка (шасси выпущено) . .	21

> задняя »	(убрано) . .	38

Центровка опрокидывания иа хвост пустого самолета .	51,5

Смещение центра тяжести при уборке шасси ...	0,8—0,9 (назад)

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА

Особенности аэродинамики самолета Ту-134А определяются его аэ-
родинамической компоновкой и тяговооруженностью, обеспечивающие
хорошие характеристики устойчивости и управляемости самолета, эк-
сплуатацию на высоких крейсерских скоростях полета, а также хоро-
шие взлетно-посадочные характеристики.

Большая тяговооруженность, мощная механизация крыла, подфюзе-
ляжный щиток, установка реверсивного устройства, надежные тормоза
обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики.

Взлет самолета при весе 47000 кГ с выпущенными закрылками на
20° при р=760 мм рт. ст. и t= + 15ОС характеризуется следующими дан-
ными:

скорость отрыва передней ноги — 265 км/ч;

скорость отрыва самолета — 273 км/ч;

длина разбега по ВПП — 1 400 м:

длина .взлетной дистанции —2 160 м.

При этом взлетном весе в стандартных атмосферных условиях само-
лет набирает высоту Н —10 000 м в течение 20 мин.

Скорость горизонтального полета на крейсерской высоте равна
750—850 км/ч. Максимальные скорости горизонтального полета ограни-
чиваются числом М=0,82, а на высотах ниже 77=8 600 м приборной
скоростью не более V’np=600 км/ч.

Посадка самолета с весом 43 000 кГ при отклоненных закрылках на
угол 38° и щитке на 40° в стандартных условиях характеризуется сле-
дующими параметрами:

скорость полета по глиссаде, пролет ДПРМ и БПРМ и минимальная
скорость пересечения входной кромки -— 265 км/ч;

нормальная скорость касания ВПП — 248 км/ч;

длина пробега после касания (реверс включен, интерцепторы откло-
нены) — 780 м;

длина посадочной дистанции — 1 340 м;

потребная длина ВПП по ICAO (прн к=1,43) — 1 920 м.

Характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета
Ту-134А как в полетной, так и в посадочной конфигурации практически
не отличаются от характеристик самолета Ту-134- Испытания самолета
Ту-134А показали, что в пределах ограничений по центровкам (хт=21 —
334
—38% САХ) характеристики продольной устойчивости и управляемости
приемлемы и самолет в указанных пределах устойчив по скорости. Ско-
рость сваливания, полученная при летных испытаниях для веса самолета
47000 кГ при отклоненных закрылках на 10, 20 и 38°, составляет соот-
ветственно 238, 223 и 203 (Сумакс равен 1,53, 1,70 и 2,05). Минимально
допустимая скорость самолета в горизонтальном полете с отклоненными
закрылками должна быть больше на 20—25% скорости сваливания. По-
этому для всех этапов полета, за исключением взлета и посадки, для
всех, полетных весов и высот полета независимо от положения шасси
при отклоненных закрылках на 10, 20 и 38° установлены минимально
допустимые скорости соответственно 300, 270 и 270 км/ч. При неоткло-
ненных закрылках она ограничивается величиной 335 км/ч.

Запас по скорости 50—65 км/ч служит достаточной гарантией от не-
ожиданного сваливания. Для полета с убранными закрылками мини-
мально допустимая скорость установлена на 25—35% больше мини-
мальной скорости сваливания с убранными закрылками.

Установленная для всех полетных весов и высот полета минимально-
допустимая скорость Vnp=335 км/ч гарантирует безопасную эксплуата-
цию самолета. Выполнение маневра на скоростях, близких к минималь-
но допустимым, требует от пилота повышенного внимания. Поэтому при
разворотах и переходе из режима снижения в горизонтальный полет, а
также при пилотировании по приборам необходимо плавно перемещать
рули с минимальными перегрузками и креном не более 20°. В эксплуата-
ции для всех весов и высот разрешается выполнение разворотов с кре-
нами 20, 25, 35 и 45° при приборных скоростях соответственно 300, 400,
500 и 605 км/ч.

Во всем диапазоне углов атаки и центровок при числах М=0,6—0,82
самолет устойчив по перегрузке с фиксированным и освобожденным уп-
равлением. На высоте /7=10—11 км срывная тряска возникает при пе-
регрузке пу= 1,9—1,5 (а= 11—5°, т. е. су—1,0—0,5).

На всех высотах с убранной механизацией и шасси тряска наступает
в момент сваливания- С выпущенной механизацией незначительная
тряска возникает за 5—10 км/ч до скорости сваливания. При торможе-
нии на малых высотах наблюдается резкий характер сваливания и от-
сутствуют предупредительные признаки для своевременного сигнала пи-
лотам. Поэтому с целью предупреждения сваливания самолета на при-
борной доске установлен АУАСП-15ДР с сигнализацией, срабатывающей
при скоростях полета, превышающих скорость сваливания на 15—20%.

При отказе двигателя на взлете в момент отрыва самолет энергично
кренится в сторону отказавшего двигателя. За 5 сек на скорости отрыва
при включенном демпфере рыскания крен достигает 22°, если пилот не
вмешивается в управление самолетом. При полете без крена для пари-
рования разворачивающего момента требуется максимальное отклоне-
ние руля направления. Небольшой крен в сторону отказавшего двига-
теля уменьшает потребные отклонения руля примерно в 2 раза.

Для улучшения балансировки самолета на взлете и посадке на само-
лете Ту-134А установлен управляемый стабилизатор с диапазоном углов
отклонения ср =—1,5—4,0° к СГФ. Перед взлетом стабилизатор устанав-
ливается на угол ср=—1,5° по УПС-1К и после взлета и уборки шасси
переставляется в полетное положение на угол гр=—1,5° к СГФ
(Ч?ст=0° по УПС-1К).

КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА

Основными частями планера самолета Ту-134А являются фюзеляж,
•крыло и хвостовое оперение. Внешними формами самолет Ту-134А не от-
личается от планера самолета Ту-134, несмотря на то обстоятельство,
что средняя часть фюзеляжа удлинена на 2,1 м в районе шпангоута
№ 15 и добавлен шпангоут № 65 в хвостовой части фюзеляжа. Несколь-
ко отличается хвостовая часть фюзеляжа наличием капотов, люков,
жалюзей и заслонки входного устройства двигателя ВСУ—ТА-8. Пере-
несена входная дверь, установлены дополнительные окна, доработаны
передний багажник и пассажирский салон, усилена верхняя панель кры-
ла и шпангоут № 51, снят тормозной парашют.

В фюзеляже самолета Ту-134А так же, как и в фюзеляже самолета
Ту-134, размещены кабины пассажиров, экипажа и вспомогательные по-
мещения.

Герметическая кабина фюзеляжа расположена между
шпангоутами № 2—55. В отличие от фюзеляжа самолета Ту-134 фюзе-
ляж в средней части увеличен на 2,1 м, в результате чего добавлен один
ряд пассажирских кресел, увеличен передний багажник с 3,5 до 6,0 лг3,
входная дверь перенесена в зону удлинения и увеличилось количество
шпангоутов в зоне удлинения: № 15а, 156, 15в, 15д. Дополнительно ус-
тановлены иллюминаторы между шпангоутами № 15в и 15г .по правому
борту и между шпангоутами № 16 и 17 по обоим бортам. Ниша радио-
локатора и отсек шасси размещены в том же районе, что и на самолете
Ту-134. В дальнейшем предусматривается перенести радиолокатор на
второй шпангоут фюзеляжа.

В хвостовой части фюзеляжа от шпангоута № 55 до шпангоута № 65
установлено оборудование высотной системы, проводка управления са-
молетом, агрегаты спецоборудования и гидросистемы, а также двигатель
ВСУ со всеми вспомогательными агрегатами. В связи с установ-
кой двигателя ВСУ изменена конструкция шпангоутов и обшивки за
шпангоутом № 62, добавлен шпангоут № 65, установлен хвостовой обте-
катель с выхлопным устройством, для подхода к ВСУ установлены ка-
поты и люки.

Хвостовая часть фюзеляжа (рис. 12.1), начало которой
идет от шпангоута № 55, наиболее изменена в связи с установкой ВСУ
Основные изменения выполнены в отсеке установки двигателя
ВСУ, расположенном между шпангоутами № 62 и 65. Прежде всего
снят тормозной .парашют, добавлен шпангоут № 65, изменена конструк-
ция шпангоутов № 61, 62, 63 и 64, установлены две продольные балки и
новый хвостовой кок с выхлопной системой ВСУ. Шпангоуты № 63 и
64 — силовые, остальные — облегченной конструкции. Шпангоут № 62
отделяет отсек ВСУ от остальной части фюзеляжа и выполняет роль
противопожарной стенки. Стенка шпангоута изготовлена из титанового
листа толщиной 0,6 мм. В спедней части шпангоута размещено окно с
противопожарной заслонкой для доступа воздуха к двигателю ВСУ. За-
слонка управляется электромеханизмом со щитка управления ВСУ
главным переключателем и в случае пожара автоматически закрывает
окно, прекращая доступ воздуха к ВСУ. Между шпангоутами № 62 и 65
установлены створки 10 для доступа к двигателю ВСУ, которые кре-
пятся шарнирно на двух продольных балках тремя кронштейнами. В за-
крытом положении створки фиксируются натяжными замками. В верх-
ней части отсека ВСУ на каждом борту размещено по три люка 9 для
монтажа ВСУ и щель 7 в верхней части отсека для прохода тросов при
подъеме и опускании двигателя ВСУ. В нижней части между шпангоу-
тами № 61 и 62 расположен люк 17 для доступа внутрь отсека хвостовой
части фюзеляжа, ограниченной шпангоутами № 60 и 62 Крышка люка
выполняет роль жалюзи для доступа воздуха к ВСУ при открытой про-
тивопожарной заслонке. Крепится крышка к каркасу с помощью петли
и удерживается в закрытом положении быстросъемными замками. Для
обеспечения подхода к двигателю ВСУ тросами при его демонтаже и
монтаже часть зализа киля с фюзеляжем между шпангоутами № 62 и 63
выполнена съемной.
Рис. 12.1. Хвостовая часть фюзеляжа:

1 — стыковочный шпангоут № 55а; 2—крышка монтажного люка; 3 —вырез под трубу воздухо-
заборника ВВР; 4— задняя подкилевая балка; 5—вырез под электрожгуты; 6— вырез под кар
данный вал руля направления; 7 — люк для прохода тросов приспособления для снятия и уста-
новки ВСУ; 8—хвостовой обтекатель с выхлопным устройством ВСУ; 9 — люки для обслужива-
ния ВСУ; 10 — створки ВСУ; //—жалюзи в нижнем монтажном люке; 12 — шпангоут № 65;
13— шпангоут № 64; 14 — продольные балки; 15 — шпангоут № 63,	16—шпангоут № 62; 17 —

люк для доступа воздуха к двигателю ТА-8; /«—шпангоут № 61; /9 — шпангоут Ко 60; 20 — про-
межуточные шпангоуты; 21 — верхняя балка; 22—вырез под тягу руля высоты и тросы управле-
ния; 23— вырез под патрубок выхода воздуха нз воздухо-воздушного радиатора, 24— люк шту-
цера подключения наземного кондиционера

Крыло самолета Ту-134А не отличается от крыла самолета Ту-134.
В связи с увеличением взлетного веса самолета усилена верхняя панель
крыла. В центроплане крыла выполнены некоторые изменения, обеспечи-
вающие установку двух дополнительных мягких топливных баков, а
также установлены гермотрубы для тросов управления двигателями-

Хвостовое оперение самолета Ту-134А по конструктивному исполне-
нию не отличается от самолета Ту-134. Изменение концевого обтекателя
киля вызвано заменой тросовой антенны радиостанции 1РСБ-70 стерж-
невой антенной, которая устанавливается в передней части носка кон-
цевого обтекателя.
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ

На самолете Ту-134А установлено двойное управление по типу само-
лета Ту-134. По сравнению с управлением закрылками самолета Ту-134
управление закрылками самолета Ту-134А изменено — установлена си-
стема электрического управления закрылками — СЭУЗ-1 II серии, кото-
рая обеспечивает выпуск и уборку закрылков на углы, заданные поло-
жением рукоятки управления. Перенесены также указатели положения
стабилизатора и щитка на верхнюю приборную доску пилотов (см.
рис. 12.7). Остальные системы не имеют значительных доработок и из-
менений.

Управление закрылками самолета Ту-134А значительно изменено по
сравнению с управлением закрылками на самолете Ту-134 и осуществ-
ляется электромеханизмом МПЗ-18А-5, соединенным с валами трансмис-
сии, которые связаны с винтовыми подъемниками (по два на каждый
закрылок). Электромеханизм МПЗ-18А-5 приводится в действие систе-
мой СЭУЗ-1 II серии (системой электрического управления закрылка-
ми), которая обеспечивает выпуск и уборку закрылков на углы, задан-
ные положением рукоятки управления.

Система СЭУЗ-1 II серии является электродистанционной системой
с четырьмя независимыми каналами слежения и электроприводом сме-
шанного возбуждения, выходной вал которого может занимать ряд дис-
кретных положений, заданных рукояткой управления. По двум каналам
обеспечивается дистанционное управление выпуском и уборкой закрыл-
ков, а по двум остальным — синхронизация положения закрылков. За-
дающим устройством в каждом канале является потенциометрический
датчик, который включен в мостовую схему с потенциометром обратной
связи. При выходе одного из каналов система остается работоспособ-
ной. Положение закрылков контролируется по индикатору ИП-32-07
указателя У П-32-07, питающегося от источника переменного тока
ПТ-1000ЦС. Датчики указателя ДС-10 размещены на левом и правом
механизмах МКВ-41. При перемещении рукоятки каждому ее положе-
нию соответствует определенное положение закрылков. Рукоятка управ-
ления размещена на верхней приборной доске пилотов и входит в со-
став механизма концевых выключателей МКВ-43А.

Управление системой СЭУЗ-1 осуществляется по двум самостоятель-
ным каналам, имеющим одно выходное звено — выходной вал электро-
механизма МПЗ-18А-5. Питание каждого канала осуществляется
отдельно с шин № 1 и 2 через раздельные автоматы защиты сети и в слу-
чае отказа одного из каналов управления другой канал сохраняет рабо-
тоспособность системы. При этом скорость уборки — выпуска закрылков
уменьшается вдвое. Выключение системы СЭУЗ-1 при достижении за-
крылками крайних рабочих положений осуществляется автоматически
механизмом концевых выключателей МКВ-42А, установленным на ре-
дукторе трансмиссии.

Система СЭУЗ-1 в случае нарушения механической связи между ле-
выми и правыми закрылками или рассогласовании их положения авто-
матически останавливает закрылки и подает пилоту световой сигнал —
загорается сигнальная лампа красного цвета на верхней приборной дос-
ке пилотов (см- рис. 12.12). При этом с возникновением крена пилоту
необходимо осуществить переход на режим синхронизации перестанов-
кой переключателя 2ППНГ-15К в положение <Выключено». В режиме
синхронизации управление работой электромеханизма МПЗ-18А-5 осу-
ществляется по .каналу синхронизации, а каналы дистанционного управ-
ления отключаются. В этом случае закрылок с исправной механической
связью следит за положением закрылка с поврежденной кинематической
связью на одном работающем двигателе.

При появлении ложного сигнала о нарушении механической связи
(сигнальная лампа загорается,
индикатор положения ИП-32-07
по левому и правому закрылкам
одинаков, при остановке переклю-
чателя в положение «Выключен»
перемещение закрылков синхрон-
ное) необходимо переключа-
тель рода работ поставить в по-
ложение «Ручное» и закрылки
выпускать и убирать. Ручное уп-
равление выпуском и уборкой за-
крылков в любое промежуточное
положение выполняется переме-
щением рукоятки управления
механизма МДВ-43А в одно из
крайних положений — 38° или 0°.
Для установки закрылков на не-
обходимый угол в режиме убор-
ки или выпуска необходимо пос-
ле достижения по индикатору
ИП-32-07 заданного угла пере-
местить рукоятку на этот угол.

Рис. 12.2. Пульт управления стопорением:
f —троа КСАН-3,5; 2— барабан рукоятки; 3 — тя-
га; 4 — барабан рукоятки останова двигателя;
5 — поводок; 6 — рукоятка стопорения; 7 — рукоят-
ка останова двигателя; 8— концевой выключа-
тель А812В; 9— ролик; 10— нажимный кулачок

Положение индикатора должно

соответствовать действительному отклонению внутренних закрылков
с допуском ± 1°30'. Продолжительность выпуска или уборки на пол-
ный угол на земле от двух электродвигателей МПЗ-18А-5 должна быть
не более 25 сек, а от одного — не более 50 сек.

Следует помнить, что при автоматическом управлении перемещение
рукоятки управления закрылками должно носить строгий, целенаправ-
ленный характер — ее положение не менять до завершения запрограм-
мированного цикла необходимого положения на выпуск или уборку.
Перерыв между остановкой закрылков и движением рукоятки в обрат-
ную сторону должен быть не менее 30 сек. Если закрылки выпускаются

ручным приводом и не возвращены в исходное положение, то при вклю-
чении АЗС закрылки будут двигаться самопроизвольно в положение,

соответствующее положению рукоятки управления.

В связи с изменением управления двигателями изменена и конст-
рукция рукоятки стопорения (рис. 12.2). Тяга 3 блокировки соединена не
с барабанами РУД, а с поводком 5 рукоятки управления запуском и ос-
тановом двигателя. Этим исключается возможность запуска двигателей
в застопоренном положении органов управления самолета.

ШАССИ

В связи с увеличением взлетного веса до 47 Т шасси самолета
Ту-134А усилено по основным наиболее нагруженным элементам. В от-
личие от шасси самолета Ту-134 главные ноги самолета усилены и снаб-
жены новыми тормозными колесами КТ-81/3- Основными усиленными
элементами главных ног шасси являются: амортизационная стойка,
шлиц-шарнир, подкос-подъемник, тележка. Амортизационная стойка
усилена за счет боковых раскосов и уха шлиц-шарнира в нижней части
цилиндра. Наряду с усилением амортизационной стойки увеличено дав-
ление ее зарядки до 92 кГ/см2. Подкос-подъемник усилен путем увели-
чения стенки цилиндра по всему размаху и изменения конфигурации
нижнего уха — добавления наплывов в местах радиусов. Увеличение
диаметра цилиндра потребовало изменения конструкции крепления щит-
ка. Балка тележки шасси усилена за счет уменьшения внутреннего диа-
метра, добавления ребер жесткости у оси колес и прилива — уха для
крепления буксировочного приспособления. Выполнено усиление тор-
мозных рычагов и тяг за счет увеличения их габаритов.

12*	339
7

Рис. 12.3. Передняя нога шасси и элементы системы управления поворотом:

1— педали; 2— качалка; 3 — тяга системы управления рулем направления; 4— золотни-
ковый пульт РГ-16-0004; 5 — поводок; 6 — регулируемая тяга со срезиым болтом; 7—гер-
моузел; 8— пружина; 9— регулируемая тяга; 10 — качалка, 11 — кардан; 12 — карданный
вал; 13 — рычаг; 14—колеса; 15 — шток амортизационной стойки; 16 — гидропривод
(демпфер); 17 — тяга; 18—край переключения

Изменена конструкция передней ноги (рис. 12.3). На самолете
Ту-134А установлена передняя нога шасси с разворотом 55° влево и впра-
во от нейтрального положения и новой конструкцией рулежно-демпфи-
рующего цилиндра. С изменением рулежного угла разворота с 35° на
55° также изменился угол разворота шасси на режиме разбега (вместо
5°05'±30' стал 8°30'). Увеличение рулежного угла разворота передних
колес шасси позволило сократить радиус разворота самолета Ту-134А
до 15 м, а радиус разворота колес передней ноги — до 17 м. Остальные
элементы шасси не претерпели конструктивных изменений.

Поворотно-демпфирующее устройство передней ноги, как и на само-
лете Ту-134, предназначается для поворота колес вправо и влево от ней-
трального положения на угол 55° при рулении самолета на земле, а так-
же гашения изгибно-крутильных колебаний стойки — шимми — при раз-
беге и пробеге самолета по взлетно-посадочной полосе.

Рулежно-демпфирующий цилиндр (РДЦ, рис. 12.4) устанавливается
на амортизационной стойке передней ноги шасси в нижней части. Он
.340
состоит из корпуса / с двумя ди-
аметрально - противоположными
лопастями 2, нижней и верхней
букс, ступицы 3 с двумя диамет-
рально-противоположными лопа-
стями 4, гильзы, набора резино-
вых и фторопластовых уплотни-
тельных колец, клапанов 5 пере-
пуска жидкости.

Корпус 1 и ступица 3 образу-
ют кольцевую цилиндрическую
полость, разделенную лопастями
2 и 4 на четыре равные части, ко-
торые попарно в диаметральном
направлении связаны между со-
бой каналами 6 и 12, образуя
две гидравлические полости. В
каждой гидравлической полости
установлен перепускной клапан
5, предохраняющий конструкцию
от перегрузок при приложении
кратковременной сверхдопусти-
мой нагрузки на колеса передней
ноги. Подвижные и неподвижные
лопасти 2 и 4 уплотнены манже-
тами 5 и прокладками 4, 7 (рис.
12.5), исключающими перетека-
ние рабочей жидкости и негер-
метичность двух гидравлических
полостей. В собранном положе-
нии РДЦ крепится на цилиндре
амортизатора и удерживается
гайкой, которая также стягива-
ет кулачковую муфту с цилинд-
ром.

Рассмотрим принцип работы
рулежно-демпфнрующего цилинд-
ра. При рулении самолета на
земле рабочая жидкость (см.
рис. 12.4) подается под давле-
нием в одну из гидравлических
полостей цилиндра; под этим да-
влением подвижные лопатки 2
вместе с корпусом / поворачи-
ваются до упора на амортизаци-
онной стойке. Одновременно
жидкость поступает в клапанную
полость, открывает клапан 5, за-
полняет кольцевые каналы 6, 12
и поджимает уплотнительные
кольца 8 и 10. При этом враще-
ние корпуса передается через
звенья шлиц-шарниров к штоку
с колесами. При подаче давления
в другую полость происходит по-
ворот колес в обратную сторону.
При увеличении давления до
250 кГ/см2 в одной из двух гид-

К крану переключения

Рнс. 12 4 Рулежно-демпфирующип
цилиндр (РДЦ, принципиальная схе-
ма):

I — корпус; 2 — подвижные лопасти; 3 —
ступица; 4—неподвижные лопасти; 5 —
перепускные клапаны; 6,	12 — каналы;

7 — нижняя букса; 9 — опорная гильза;
10 — уплотнительные кольца верхней бук-
сы; 11— верхняя букса

Рнс. 12.5. Типовое уплотнение лопа-
стей РДЦ:

I — цилиндрическая полость; 2—ступица;
3 — болт; 4, 7 — прокладки; 5 — манжета;
5 — распорная крышка; 8— шайба; 9—
втулка; 10 — корпус
Панель АЗС
лейая

Рис. 12.6. Принципиальная электросхема управ-
ления поворотом колес передней ноги шасси:

I — выключатель ВГ-15К управления поворотом колес;
2—концевой выключатель A8I2B сигнализации выпу-
щенного положения передней ноги шассн; 3 — реле бло-
кировки ТКЕ52ПД поворота колес; 4 — механизм конце-
вых выключателей МКВ-36 сигнализации положения за-
крылков; 5 — концевой выключатель ДП-702 блокировки
поворота передних колес и управления АУАСП-15КР; б —
реле ТКЕ53ПД блокировки поворота колес при выпу-
щенных закрылках; 7 — выключатель ВНГ-15К включе-
ния поворота колес на угол 55°; 8 — лампа СЛМ-61 сиг-
нализации включения поворота колес па угол 55°; 9 —
электромагнитный кран ГА-163/16 включения механизма
поворота колес

равлических полостей ци-
линдра открывается клапан
5 другой полости, сбрасы-
вая давление из первой.
При давлении ниже 250
кГ]см2 клапан 5 поджима-
ется давлением жидкости к
торцу клапанной камеры и
перекрывает отверстия коль-
цевых каналов. В процессе
свободного ориентирования
и демпфирования колеба-
ний колес происходит пере-
текание жидкости из одной
полости в другую через
дроссельное отверстие в
кране переключения, уста-
новленном на цилиндре.

Изменение углов поворо-
та колес передней ноги вы-
звало необходимость в за-
мене золотникового пульта
РГ-16А-0001 на РГ-16А-0004.

На самолете Ту-134А,
как и на самолете Ту-134,
применена электросхема уп-
равления поворота колес
(рис. 12.6), обеспечиваю-
щая автоматический пере-
вод системы управления из
режима руления на взлетно-
посадочный режим, а затем
в режим свободного ориен-
тирования колес без вме-
шательства пилота.

На основных ногах шас-
си, кроме общего усиления,

установлены тормозные колеса КТ-81/3. Аналогично колесам КТ-113 ко-
леса КТ-81/3 состоят из барабана, дискового тормоза и шины. Тормоз
колеса — дисковый, состоит из корпуса, блока цилиндров, прижимного
диска, четырех подвижных биметаллических секторных дисков и пяти
неподвижных металлокерамических дисков, с помощью которых энергия
торможения превращается в тепло. Работа колес КТ-81/3 не отличается
от работы колес КТ-113. Колеса допускают единичные, т. е. вынужден-
ные, а следовательно, редко совершаемые посадки самолета с макси-
мальным взлетным весом без какого-либо нарушения их работоспособ-
ности. Непрерывные взлето-посадки, т. е. посадки, чередующиеся одна
за другой с малым интервалом времени, не обеспечивающим полного
охлаждения тормозов колес без специальных мер предупреждения пе-
регрева, не допускаются.

ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Гидросистема самолета Ту-134А не отличается от гидросистемы само-
лета Ту-134.

Давление в гидросистемах контролируется при помощи указателей
дистанционных манометров и сигнальных красных ламп, размещенных
на верхней приборной доске пилотов (рис. 12.7).
Рис. 12.7. Верхняя приборная доска пилотов:

1 — указатель положения стабилизатора УПС-1; 2 — сигнальная лампа (красная) синхронизации
положения закрылков; 3 — механизм концевых выключателей МКВ-43А с рукояткой управления
закрылками; 4 — указатель положения щитка; 5 — сигнальная лампа (красная) работы основной
гидросистемы; 6 —манометр основной гидросистемы; 7 — манометр дублирующей гидросистемы:
8—сигнальная лампа (красная) работы дублирующей гидросистемы; 9— сигнальная лампа ра-
боты аварийной линии тормозной гидросистемы; 10 — манометр аварийной линии тормозной гид-
росистемы; 11— манометр тормозной гидросистемы; 12 — сигнальная лампа тормозной гидроси-
стемы; 13 — переключатель управления уборкой и выпуском шасси; /4 — указатель ИП-32-07 по-
ложения закрылков; 15 — переключатель 2ППНГ-15К режимов работы закрылков

В связи с заменой колес КТ-113 на КТ-81/3 заменяются датчики
УА-27М/13,14 автомата торможения на датчики УА-27-А/5.6, гидроагре-
гат УГ-100/3 на УГ-100/5 и устанавливается устройство выдержки вре-
мени УВВ-7 в цепи датчиков УА-27/5,6 и электромагнитных кранов
УЭ-24/1,2 управления тормозами. УВВ-7 фильтрует все возможные лож-
ные сигналы и пропускает только основные, необходимые для эффек-
тивной работы автоматики торможения.

Для исключения неуборки шасси после взлета (например, замерза-
ние блокировочного концевика) на самолете Ту-134А введена разбло-
кировка уборки шасси. Переключатель разблокировки установлен на
пульте правого пилота.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

В отличие от самолета Ту-134 самолет Ту-134А оснащен двигателя-
ми Д-30 второй серии с реверсивным устройством и вспомогательной си-
ловой установкой (ВСУ), включающей в себя газотурбинный двига-
тель с доработанными топливной и противопожарными система-
ми, измененной системой запуска двигателей и их управле-
нием.

Двигатель Д-30 второй серии является модификацией серийного
двигателя Д-30. На нем выполнены следующие доработки:

установлено реверсивное устройство (реверс) с узлами и агрегата-
ми блокировки и управления реверсом тяги, которое обеспечивает ре-
версирование тяги в целях торможения самолета при пробеге после
посадки и в случае прерванного взлета;

вместо насоса-регулятора НР-30 установлен насос-регулятор
НР-ЗОАР с узлами управления и блокировки реверсом тяги, автоматом
разгона, узлом останова и запуска двигателя;

установлен воздушный стартер СТВ-10 вместо стартер-генератора
СТГ-12ТМО-ЮОО с подводом к нему сжатого воздуха от ВСУ или аэро-
дромной установки воздушного запуска;

установлена объединенная противообледенительная система обогре-
ва лопаток ВНА, кока входного корпуса и самолетного воздухозабор-
ника;

установлены датчики ДП-11 противопожарной системы 2С7К вместо
датчиков ДП-6.
Рис. 12.8. Схема работы реверсивного уст-
ройства:

а — прямая тяга; б — обратная тяга;

1 — лопатки направляющей решетки реверса; 2 —
ось створок; 3 — силовые цилиндры, 4 — створки

Вид сзади но сопло с редерсиВным
устройством для левого двигателя

Рис. 12.9. Положение реверса на двигателе:
1 — фланец сопла крепления патрубка; 2—крон-
штейн крепления стекателя; 3 — решетки

Перечисленные изменения в
свою очередь привели к измене-
нию системы автоматического уп-
равления и электросистемы дви-
гателя. Увеличение веса двига-
теля потребовало усиления уз-
лов мотогондолы и пилона, что и
было выполнено.

В связи с установкой реверса
изменилась гондола двигателя —
добавлены створки для доступа
к механизму управления ревер-
сом и конструктивно изменено
крепление хвостовой части гондо-
лы двигателя.

Реверсивное устройство (ре-
верс) обеспечивает создание об-
ратной тяги путем направления
реактивной струи газов вперед
под углом 54° к горизонтальной
оси двигателей. Отклонение ре-
активной струи газов произво-
дится створками 4 (рис. 12.8),
которые вращаются на осях 2 и
каскадом решеток /. Реактивная
сила, создаваемая отклоненной
струей, является обратной (ре-
версной) тягой. В положении
прямой тяги (рис 12.8, а) створ-
ки перекрывают решетки, обра-
зуя этим проточную часть вы-
хлопной трубы. В положении об-

ратной тяги (рис. 12.8, б) створки перекрывают газовый тракт двигате-

ля и направляют реактивную струю газа в решетки, где она получает
необходимое направление. Поворот створок в положение прямой или
обратной тяги осуществляется при помощи силовых пневматических
цилиндров 3, соединенных тягами со створками. С целью предотвраще-
ния попадания выхлопных газов из нижней решетки во вход двигателя
после их отражения от земли решетки реверсивного устройства развер-
нуты на 15° (рис. 12.9) от вертикальной оси двигателя. Этой причиной
обусловливается ограничение использования реверса при скорости про-
бега на посадке менее 110 км.<ч.

Управление двигателями Д-30 второй серии на самолете Ту-134А от-
личается от управления двигателями на самолете Ту-134 прежде всего
введением узла останова двигателя и узла управления реверсом на на-
сосе-регуляторе НР-ЗОАР. Это изменение привело к прокладке провод-
ки управления от двигателей до пульта управления левого пилота
(рис. 12.10) и введению рычага останова и рычагов управления реверсом.
Таким образом, управление двигателями включило в себя две системы —
управления остановом двигателей и управления реверсом и режимами
работы двигателей. Управление запуском двигателей полностью авто-
матизировано и осуществляется со щитка запуска двигателей, установ-
ленного у левого пилота. Рычаги 4, 5 управления прямой тяги (РУД)
установлены на левом и правом пультах пилотов, рычаги 8 управления
обратной тягой (реверсом) — только на РУД левого пилота. Немного
ниже РУД расположены и рычаги 7 управления остановом двигателей.

Система управления двигателями обеспечивает управление режима-
ми прямой тяги с правого и левого пультов пилотов посредством пс-
Рис. 12.10. Управление двигателями:

/ — качалка; 2 — тяги; 3—пульт правого пилота; 4— рычаг управления правым двигателем;
5 — рычаг управления левым двигателем; 6, 12 — редукционные ролики; 7—рычаги управления ос-
тановом двигателей; 8— рычаги управления реверсом; 9 — пульт левого пилота; 10 — тандерные сое-
динения тросов; 11— направляющие ролики; 13 — конечный ролик системы управления двигателем;
14 — конечный ролик системы управления остановом двигателя; 15 — поводок управления двигателем;

16 — рычаг останова двигателя иа насосе-регуляторе НР-ЗОАР

ремещенпя РУД, которые комбинированной проводкой связаны с рыча-
гом дроссельного крана насоса-регулятора НР-ЗОАР.

Система управления остановом двигателей обеспечивает останов каж-
дого в отдельности двигателя и состоит из двух рычагов, расположен-
ных на пульте левого пилота. Рычаги имеют два положения «Запуск»
и «Останов». В положении «Запуск» рычаг фиксируется защелкой. Ры-
чаги сблокированы с системой стопорения управления самолетом
(см. рис. 12.2), чем исключается запуск двигателей с застопоренными
рулями. Проводка управления остановом также комбинированная и
проложена отдельно от проводки управления двигателями.

Пульты левого и правого пилотов в связи с изменением системы уп-
равления двигателями соответственно изменены. На пульте левого пи-
лота (рис. 12.11) в сравнении с пультом самолета Ту-134 дополнительно
размещены рычаги 5 останова двигателей и рычаги 3 управления ревер-
сом с защелками, а также фиксирующее устройство РУД на упоре ма-
лого газа при включении реверса. Пульт правого пилота изменений не
имеет и только для предотвращения включения реверса вторым пило-
том при переводе РУД на площадку малого газа убрана тросовая про-
водка с барабанов РУД. Дополнительно на правом пульте установлен
концевой выключатель А812В блокировки включения интерцепторов
на взлете.

Управление реверсом выполнено комбинированно с управлением
двигателя и производится с помощью рычагов 5 реверса (рис. 12.12),
которые шарнирно укреплены на РУД пульта левого пилота. Включение
реверса возможно только тогда, когда РУД находится на упоре малого
газа, после снятия рычага 5 с защелки и перемещения его на себя в
верхнее положение. При этом движение рычага передается на тягу 2 и
качалку 1 с роликом через трос и тяги на дроссельный кран насоса-ре-
гулятора НР-ЗОАР. Одновременно тяга 2, выходя из паза рычага, пово-
рачивает стопор 3, который, войдя в прорезь 10 в стенке пульта, стопо-
рит РУД в положении малого газа. При полном ходе рычага реверса
рычаг дроссельного крана перемещается в пределах от площадки ма-
лого газа до упора максимального режима обратной тяги. При этом
Рис. 12.11. Пульт левого пилота:

1 — штурвал управления триммерами руля высоты;
2— рычаг тормозного механизма; 3 — рычаги управ-
ления реверсом тяги; 4 — рычаги управления двига-
телями (РУД); 5 — рычаги управления остановом дви
гателей; 6 — рычаг стопорения рулей и элеронов

Рис. 12.12. Рычаг управления двигателями и
реверсом:

1 — качалка с роликом; 2 — тяга; 3 — стопор; 4— ры-
чаг тормозного устройства; 5—рычаги управления
реверсом; 6 — рычаги управления двигателями;

7 — крючки защелки; 8 — фиксатор с пружиной; 9 —-
сигнальные риски; 10 — прорезь; 11— ось барабана;

12 — стяжной болт

РУД на пульте правого пилота перемещается назад на угол 15°. При ус-
тановке дроссельного крана НР-ЗОАР на площадку включения реверса
происходит перекладка створок реверса на режим обратной тяги, уве-
личиваются обороты до п=70—72%, загораются лампы сигнализации.
Лампа желтого цвета сигнализирует о срабатывании замка, а лампа
зеленого цвета — об установке створок в положение «Обратная тяга».
Лампы размещены на средней приборной доске пилотов (рис. 12.13).
Дальнейшее перемещение поводка до упора максимальной обратной тяги
ведет к нарастанию оборотов двигателя до п=91,5—94%. Это достигается
работой дроссельного крана насоса-регулятора НР-ЗОАР, кото-
рый обеспечивает увеличение расхода топлива. Конструктивно в ревер-
сивном .устройстве предусмотрено ограничение режима работы двигате-
ля до 0,3 номинала в случаях самопроизвольного ухода створок из ре-
жима «Обратная тяга» в режим «Прямая тяга», а также когда не про-
исходит перекладка створок в положение «Прямая тяга».

Масляная система двигателя. Д-30 второй серии предназначена для
смазки и охлаждения подшипников и других деталей двигателя. Масло-
система самолета Ту-134А отличается от маслосистемы самолета Ту-134
только установкой системы сигнализации минимального давления мас-
ла. В комплект системы сигнализации входит датчик МСТВ-2,2, установ-
ленный на маслопроводе на входе в двигатель, и лампа в табло сигна-
лизации, расположенная на щитке мотоприборов и ВСУ (см. рис. 12.17,
поз. 2). При падении давления масла в масляной системе двигателя
до 2,2 кГ]см2 загорается лампа 1 сигнализации о неисправности двига-
теля на средней приборной доске (см. рис. 12.13) и табло «Давление ма-
сла мало» на щитке мотоприборов и ВСУ. При этом необходимо сле-
дить за показаниями давления масла в маслосистеме двигателя по
индикатору УИЗ-ЗТР. При падении давления масла ниже 2,2 кПсм2
двигатель необходимо остановить.
Рис. 12.13. Приборы контроля работы левого и правого двигателей на средней прибор-
ной доске пилотов:

1 лампы сигнализации неисправности двигателей; 2— трехстрелочные указатели УИЗ-ЗТР давле-
ния топлива, температуры и давления масла двигателей из комплекта ЭМИ-ЗРТИ; 3— указатели
манометров топлива УИ1-1ТР двигателей из комплекта ДИМ-4Т; 4 — указатели расходомеров топ-
лива двигателей из комплекта РТСВ-10-8; 5 — измерители температуры 11T-2T двигателей; 6 — сиг
нальные лампы Реверс включен», 7 — сигнальные лампы <3амок реверса»; 8— сигнальные лампы
ВНА-1СГ; 9 —указател! тахометра ИТЭ-2Т второго каскада. 10 — часы ЛЧС-1, 11, 12. 13 лампы
сигнализации Маркер , 11 — место под установку футомера фирмы <Жежер» ; 15— сигнальное таб’о

Т-8У2 опасных режимов

Топливная система самолета Ту-134А аналогична топливной систе-
ме самолета Ту-134 и отличается от нее введением трубопровода пита-
ния топливом ВСУ от магистрали питания топливом левого двигателя
и возможностью установки двух дополнительных мягких топливных ба-
ков. Эти баки могут устанавливаться в отсеках центроплана между
осевой и промежуточной нервюрами. Полная заправка кессон-баков с
двумя дополнительными баками составляет 18 000 л. В этом варианте
устанавливается автоматическая система измерения и расхода топлива
СЭТС-470Б.

Прокладка трубопровода питания топливом ВСУ вызвала необхо-
димость установки перекрывного крана 610200А, обеспечивающего
перекрытие подачи топлива к ВСУ. Перекрывной кран установлен в но-
ске пилона гондолы левого двигателя.

Система централизованной заправки аналогична системе централи-
зованной заправки самолета Ту-134 и имеет лишь незначительные от-
личия в части обеспечения сообщения магистрального трубопровода за-
правки с атмосферой при откачке топлива после окончаПйя заправки.
Для этой цели к линии этого трубопровода подведена тонкая трубка с
обратным клапаном. Установка трубки с обратным клапаном позволяет
производить полную откачку из полостей трубопроводов и заправоч-
ной горловины, устраняя тем самым подтекание топлива из-под крышки
горловины после заправки.

Системы автоматического расхода и измерения топлива СЭТС-470А,
расходомер РТСВ-10-8, порядок расхода и очередность, система дрена-
жа, агрегаты и приборы этих систем в сравнении с подобными система-
ми самолета Ту-134 значительных отличий не имеют. В связи с установ-
кой ВСУ и подводки к двигателю трубопровода питания топливом
347
12	3	9 3	13	6	7	8	9 ID 11

Рис. 12.14. Расположение элементов управления силовой установкой и ВСУ на верхнем электрощитке пилотов:

/ — выключатель пожарного крана; 2 — выключатель крана перекрест-
ного питания; 3 — лампы сигнализации (зеленые) открытого положе-
ния пожарных кранов; 4— лампа сигнализации (красная) открытого по-
ложения крана перекрестного питания; 5,7 — кнопкн-лампы проверки
противопожарной системы; 6,8 — лампы сигнализации (красные) о по-
жаре; 9 — переключатель рода перекачки топлива; 10 -- сигнальные лам-
пы (желтые) очередности расхода топлива; // — выключатели ручного
включения насосов ЭЦН-91; 12 — выключатель принудительного вклю-
чения перекачивающих насосов ЭЦН-91 I н’ III очередей

расхода топлива; 13 — лампы сигнализации (зеленые) работы
топливных насосов, 14 — выключатели блока автоматики; 15 — выклю-
чатели перекачивающих насосов ЭЦН-45; 16, /9—кнопки включения
противопожарной системы; 17 — главный выключатель противопожарной
системы; 18 — кнопка проверки работоспособности ламп пожарной сиг-
нализации; 20 — кнопка останова ВСУ; 21 — лампы сигнализации рабо-
ты ВСУ; 22—кнопка запуска ВСУ в воздухе; 23 — кнопки запуска
в воздухе двигателей Д-30 второй серин; 24 — сигнальные пампы
(красные) сверхдопустимых оборотов стартера СТВ-10; 25 — сигналь-
ные лампы (зеленые) работы АПД-55
незначительно изменено расположение элементов управления на верх-
нем электрощитке пилотов (рис. 12.14). Перед запуском двигателя
ВСУ должен быть включен подкачивающий насос ЭЦН-45 № 2 левого
двигателя и главный выключатель на электрощитке контроля и запус-
ка ВСУ, который подает питание электроэнергии на реле включения
топливного перекрывного крана 61 0200А. Эти операции обеспечивают
постоянный подвод топлива к топливорегулирующей аппаратуре двига-
теля ВСУ как перед началом его работы, так и в процессе работы на
эксплуатационных режимах.

Так же, как и для двигателей самолета Ту-134, для двигателей Д-30
второй серии и ТА-8 применяется топливо — керосин марок Т-1 и ТС-1
(ГОСТ 10227—62), ТС-1 Г (МРТУ 12Н № 36-63), Т-7 (ГОСТ 12308—66).

Вспомогательная силовая установка. На самолете Ту-134А установ-
лена вспомогательная силовая установка (ВСУ), которая является ис-
точником сжатого воздуха и электроэнергии постоянного тока, использу-
емого системами самолета на стоянке. В случае отказа основных гене-
раторов ГС-18ТО на двигателях в полете допускается запуск ВСУ (до
/7=3 000 л) для подачи электроэнергии на бортовую сеть самолета.
Кроме того, при необходимости в процессе взлета допускается отбор
сжатого воздуха от ВСУ для нужд системы кондиционирования. На аэ-
родромах от ВСУ могут одновременно отбираться сжатый воздух и
электроэнергия в следующих вариантах:

сжатый воздух для запуска двигателей и электроэнергия до 10 кет
на бортсеть;

Рис. 12.15. Размещение ВСУ и его агрегатов запуска:

/ — щиток запуска ВСУ в полете; 2—верхний электрощиток; 3 — левая панель АЗС; 4 — шпанго
ут № 9; 5 — автоматическая панель запуска АПД-ЗОБ; 6 — панель ПС Г-6; 7 — шпангоут № 62,
8 — стартер-генератор ГС-12ТО; 9 — двигатель ВСУ; 10 — агрегат зажигания двигателя —
СКНР-22-0.5А; 11 — аккумуляторная батарея 12САМ-55; 12 — щиток мотоприборов; 13 — щиток кон-
троля и запуска ВСУ; 14 — щиток управления электроэнергией
сжатый воздух для кондиционирования и электроэнергия до 10 кет
на бортсеть;

ВСУ размещена в хвостовой негерметической части фюзеляжа (рис.
12.15). Запуск и управление ВСУ — дистанционное, осуществляется с
электрощитка 13 контроля и запуска ВСУ и щитка 12 мотоприборов и
ВСУ, которые расположены за сиденьем левого пилота. Для запуска
ВСУ в воздухе предусмотрен щиток 1 запуска ВСУ в воздухе, который
размещен на верхнем электрощитке пилотов слева внизу.

Вспомогательная силовая установка включает в себя газотурбинный
двигатель ВСУ и агрегаты систем, обеспечивающих его работу и креп-
ление на борту самолета.

Двигатель ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный
двигатель с системой отбора воздуха за компрессором. Двигатель имеет
одноступенчатый центробежный компрессор, одноступенчатую центро-
стремительную турбину, испарительную кольцевую противоточную ка-
меру сгорания, редуктор с генератором постоянного тока ГС-12ТО, топ-
ливный насос-регулятор (агр. 914), маслонасос МН-4Б, регулятор воз-
духа РВ-8В, воздушно-масляный радиатор, вентилятор В-6А, агрегат
зажигания СКНР-22-0.5А и другие навесные агрегаты, обеспечивающие
нормальную работу двигателя.

Запуск двигателя ВСУ — автономный, автоматизированный
осуществляется с помощью стартер-генератора ГС-12ТО, работа-
ющего в период запуска в стартерном режиме. Переход от стартерного
режима к генераторному происходит автоматически. Питание электро-
системы двигателя в период запуска осуществляется от наземного ис-
точника постоянного тока с напряжением 24—30 в или бортовой акку-
муляторной батареи 12САМ-55. Автоматический запуск, ложный запуск,
холодная прокрутка и аварийный останов во время запуска двигателя
обеспечиваются панелью автоматического запуска АПД-ЗОБ, панелью
стартер-генератора ПСГ-6, усилителем регулятора температуры
УРТ-28АТ и тахосигнальной аппаратурой ТСА-6М как на земле, так и
в аварийной ситуации в полете.

В электросхеме двигателя предусмотрен автоматический останов:
при забросе температуры выходящих газов до /=720±35°С во вре-
мя запуска и на режимах работы по сигналу усилителя регулятора тем-
пературы УРТ-28АТ;

при забросе оборотов турбокомпрессора двигателя выше 105% по
команде от тахосигнальной аппаратуры ТСА-6М;

при падении давления масла в маслосистеме ниже 1,0 кПсмЗ (при
оборотах выше н=95%) по сигналу сигнализатора давления масла
МСТВ-1.

Обороты турбокомпрессора двигателя на всех эксплуатационных ре-
жимах автоматически поддерживаются постоянными топливным насо-
сом-регулятором (агр. 914).

Основные технические данные двигателя ВСУ

Тнп...........................................

Вращение ротора...............................

Закон регулирования ..........................

Обороты холостого хода........................

Параметры отбираемого воздуха:
без отбора электроэнергии постоянного тока
при ///=15°С и /^=760 мм. рт. ст . . .

одновальный газотурбинный
правое, если смотреть со

стороны сопла

n$ii3=const(40000 об/мин)
101+0.5 %

G—0,8±0,05 кГ/сек,
/’* = 3,6+0,! кГ/см2,
<отб=200+10°С
с отбором 10 кет электроэнергии постоянного
тока при <//=15°С и рн—7&) мм рт. ст.

без отбора электроэнергии постоянного тока
при tlf = +35°С и ри «=760 мм рт. ст. . .

с отбором 10 кет электроэнергии постоянного
тока при tH = +35°С чрн— 760 мм рт. ст.

Отбираемая мощность постоянного тока...........

Время работы стартер-генератора на режиме за-

грузки .....................................

Двигатель запускается:

до tn. в = — 10°С.......... .	.	...

ниже 6i.b = — 30°С .	..................

до высоты..................................

Время запуска двигателя........................

Емкость маслосистемы...................... ...

Расход масла...........	...

Давление »	  ...

Температура масла:

на входе в двигатель ......	...

» выходе нз двигателя.....................

Емкость маслобака •............................

Максимально допустимое количество масла в баке
Минимально допустимое количество масла в баке .

Производительность вентилятора при tn. в = + 15°С
и р^ =760 мм рт. ст. ... •....................

Давление топлива на входе в насос-регулятор . .
Температура на входе в насос-регулятор ....
Расход топлива:

на холостом ходу ..........................

» режиме загрузки........................•	.

Вес двигателя . . . . •	.	........

Габаритные размеры:

длина...........	........................

ширина ....................................

высота.............................-	. . . .

G=0,75±0,05 кГ!сек,
р*=3,45±0,1 кПсм2,
/отб=200±10<’С

G = 0,65±0,05 кГ]сек,
/>*=3,45+0,1 кПсм2,
<отб=210±10°С

G=0,6±0,05 кГ!сек,
р*=3,45±0,1 кГ/см2,
<отб=210± 10°С

12 кет

не более 3 ч

без подогрева агр. 914

с подогревом масла

/7 = 4500 м

16—44 сек

7 л

ие более 0,5 л!ч

4,5+°,5 кГ/см2

+90°С

+12О+зо°С

6 л

5 л

2 л

0,8 кГ/сек

0,6—1,8 кПсм2

±60°С

90—105 кГ/ч

100—160 »

160 кГ

1306 ±2 мм

564+5 »

705+3 »

Топливная система двигателя ВСУ обеспечивает ав-
томатическую подачу топлива в двигатель по заданному закону в про-
цессе запуска, разгона и на эксплуатационных режимах, автоматиче-
ское поддержание постоянных физических оборотов двигателя на рав-
новесных режимах работы. В топливную систему входят: топливный
фильтр, топливный насос-регулятор (агр. 914), электромагнитный кла-
пан МКВ-251 пускового топлива, два пусковых воспламенителя, пус-
ковой топливный коллектор, четыре пусковые центробежные форсунки,
электромагнитный клапан МКВ-251 основного топлива, основной топ-
ливный коллектор с насадками и испарительными трубками, соедини-
тельные трубопроводы и другие детали.

Маслосистема двигателя ВСУ — циркуляционного типа,
обеспечивает подачу масла к механизмам и подшипникам двигателя для
их смазки и охлаждения. Масло циркулирует по схеме: маслобак—дви-
гатель—воздушно-масляный радиатор—маслобак. Основными агрегата-
ми масляной системы являются масляный насос МН-4Б с центрифугой,
воздушно-масляный радиатор, масляный бак и сигнализатор давле-
ния масла. Контроль за работой маслосистемы осуществляется по
давлению масла на входе в двигатель сигнализатором давления мас-
ла МСТВ-1.

Система запуска и управления ВСУ обеспечивает конт-
роль параметров двигателя и состоит из агрегатов, установленных
на двигателе, и электроаппаратуры, конструктивно входящей в электро-
351
оборудование самолета. В систему запуска входят: генератор постоян-
ного тока ГС-12ТО, агрегат зажигания СКНР-22-0.5А с двумя свечами
СПЭ-66, электромагнитные клапаны МКВ-251 (стоп-краны) пусковой и
основной топливных систем, которые установлены на двигателе. В си-
стему запуска также входят автоматическая панель запуска АПД-ЗОБ
и панель стартер-генератора ПСГ-6, тахосигнальная аппаратура
ТСА-6М и усилитель регулятора температуры УРТ-28АТ.

Генератор постоянного тока ГС-12ТО работает в стартерном и в ге-
нераторном режимах. В первом случае он обеспечивает раскрутку ро-
тора трубокомпрессора двигателя ВСУ при запуске, во втором, после
запуска, — питание бортсети самолета постоянным током. АПД-ЗОБ
обеспечивает циклограмму запуска двигателя, холодной прокрутки, лож-
ного запуска, контроль выхода на режим по предельным оборотам.

Панель стартер-генератора ПСГ-6 автоматически управляет генера-
тором ГС-12ТО в стартерном режиме. Работа панели ПСГ-6 определя-
ется командами от автоматической панели АПД-ЗОБ. Агрегат зажига-
ния СКНР-22-0.5А обеспечивает подачу напряжения на две полупровод-
никовые свечи СПЭ-6, воспламеняющие топливо-воздушную смесь в вос-
пламенителях камеры сгорания при запуске двигателя ВСУ.

Тахосигнальная аппаратура ТСА-6М предназначена для измерения
числа оборотов ротора турбокомпрессора двигателя ВСУ и для выдачи
сигналов в систему дистанционного управления двигателем четырех сиг-
налов по оборотам п, равным 45, 70, 90 и 105% (сигнал на оборотах
45% не используется). При достижении оборотов турбокомпрессора
п=70% или на 15-й сек после нажатия кнопки «Запуск» отключается
система зажигания, выключается стоп-кран МКВ-251 пускового топлива
и по истечении 32 сек генератор переходит на генераторный режим. Ес-
ли двигатель не выходит на обороты и = 70% за время 32 сек, то проис-
ходит его автоматический останов. При достижении оборотов п=90%
подготавливается цепь включения генератора на бортсеть самолета и
цепь управления электромеханизма МПК-13ВТВ регулятора воздуха
РВ-8В. При забросе оборотов выше п=105% двигатель автоматически
останавливается.

В комплект аппаратуры ТСА-6М входят измеритель оборотов ИТА-6М
и преобразователь ПТА-6М, установленный на правом борту само-
лета в районе шпангоута № 49. С аппаратурой ТСА-6М взаимодействует
датчик оборотов ДТЭ-5Т,
установленный на двигателе
ВСУ.

Усилитель регулятора
температуры УРТ-28АТ
предназначен для регулиро-
вания температуры газов и
останова двигателя при за-
бросе температуры газов до
сверхдопустимой величины
— 720±35°С. Работает
усилитель в комплекте с
термопарами Т-101.

Кроме перечисленных
агрегатов электрооборудо-
вания, в систему запуска,
питания и контроля за ра-
ботой ВСУ входят: датчик
тахометра ДТЭ-5Т, две тер-
мопары Т-101, сигнализатор
давления масла МСТВ-1, ре-
гулятор напряжения РН-

Рис. 12.16. Электрощиток контроля и запуска ВСУ;
1 — выключатель «Запуск — Холодная прокрутка»; 2 —
главный выключатель питания запуска; 3 — лампа сигна-
лизации (зеленая) «Готов к запуску»; 4— кнопка запуска
ВСУ; 5 — переключатель управления механизмом РВ-8В
отбора воздуха; 6 — кнопка останова ВСУ; 7—кнопка
проверки ламп; 8 — лампа сигнализации (красная) неис-
правности ТСА-6М; 9 —лампа сигнализации (красная)
останова ВСУ по недостаточному давлению масла;
10—> лампа сигнализации (красная) останова ВСУ по пре
дельным оборотам; 11 — лампа сигнализации (красная)
останова ВСУ по предельной температуре; 12— лампа
сигнализации (зеленая) выхода ВСУ на режим холостого
хода
180М, дифференциально-минимальное реле ДМР-400 третьей серии,
измеритель температуры выходящих газов ТСТ-2 и автомат защиты
сети от перенапряжения АЗП-8М четвертой серии.

Для обеспечения контроля и управления ВСУ в кабине пилотов
установлены щиток 13 контроля и запуска ВСУ, щиток 12 мотопри-
боров и ВСУ и щиток 1 запуска ВСУ в воздухе (см. рис. 12.15).

На щитке контроля и запуска ВСУ (рис. 12.16), щитке запуска ВСУ
в воздухе (см. рис. 12.14) и щитке мотоприборов и ВСУ (рис. 12.17) ус-
тановлена электроаппаратура управления и контроля (переключатели
и сигнальные лампы), приборы измерения режимов работы ВСУ. Этот
комплекс обеспечивает полный контроль, управление и индикацию пара-
метров работающей силовой вспомогательной установки.

Двигатель ВСУ крепится на самолете (рис. 12.18) с помощью двух
ферм 2, подкоса-демпфера 3, одного регулируемого подкоса 8, шарнир-
но закрепляемых на шпангоутах № 63 и 64. Фермы и подкос через демп-
феры 7, вмонтированные в их проушинах, соединяются болтами с цап-
фами двигателя. Каждый демпфер состоит из металлической и
резиновой втулок, ограничительного кольца и других крепежных дета-
лей. Шарнирное крепление и возможность регулировки подкосов 3 и 8
задней и боковых точек позволяют с достаточной точностью ориентиро-
вать двигатель относительно выхлопного устройства 4. Регулируемый
подкос 8, воспринимающий боковые усилия, устанавливается между
правой фермой и балкой фюзеляжа.

Рис. 12.17. Щиток мотоприборов и ВСУ:

3 — кнопка проверки исправности табло и сигнальных ламп; 2 — табло Т-10У2 сигнализации отка-
зов двигателя: «Вибрация велика», «Стружка в масле», «Давление масла мало», «Топливный
фильтр засорен», «Левый (правый) двигатель»; 3 — кнопка контроля аппаратуры вибрации; 4 — из
меритель оборотов ротора двигателя ВСУ; 5 — указатель давления воздуха в системе запуска дви-
гателя Д-30; 6 — измеритель температуры выходящих газов из двигателя ВСУ: 7—выключатель ап-
паратуры вибрации двигателей; 8 — указатель тахометра (обороты первого каскада компрессора)
двигателей; 9 — указатель вибрации левого двигателя; 10 — указатель вибрации правого двигателя;
11 — указатели температуры в системе противообледенителей воздухозаборников; 12— указатель
температуры в системе противообледенителя крыла и киля
UJn.№SS

'Шп №64

Uln. №62

Рис. 12.18. Крепление двигателя ВСУ:

/— створка; 2 — ферма; 3 — регулируемый подкос-демпфер; 4 — выхлопное устройство; 5 — регули-
руемый стержень; 6 — двигатель ВСУ; 7 — демпферы; 8 — регулируемый подкос

Отбор воздуха для двигателя ВСУ осуществляется через техниче-
ский отсек, размещенный между шпангоутами № 60 и 62 фюзеляжа, и
воздухозаборное устройство противопожарной перегородки (шпангоут
№ 62), которое закрывается створкой 1. Управление створкой осуществ-
ляется при помощи электромеханнзма МПК-13А-5. При возникновении
пожара в техническом отсеке створка автоматически закрывается.

Для отвода отработавших газов за борт самолета к фланцу выхлоп-
ного сопла двигателя закреплено выхлопное устройство 4, состоящее из
патрубка, телескопически установленного в выхлопную трубу. В месте
их соединения образуется кольцевой зазор (ступень эжектора), который
создает дополнительную вентиляцию отсека ВСУ и способствует сни-
жению температуры стенок выхлопного устройства. Конструкция креп-
ления выхлопного устройства обеспечивает широкий регулировочный
диапазон перемещений выхлопной трубы и взаимозаменяемость всех его
частей.

Крепится выхлопное устройство к двигателю ВСУ и шпангоуту № 65
с помощью стяжных быстросъемных хомутов и регулируемого стержня 5.

Для защиты отсека ВСУ от возможного выброса пламени через коль-
цевой зазор (эжектор) при запуске двигателя ВСУ на патрубке выхлоп-
ного устройства предусмотрен специальный кожух, состоящий из двух
частей.

Ннжняя часть кожуха служит приемниками топлива, масла и
воды, которые сбрасываются в атмосферу через дренажный патрубок.

ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА

Противопожарная система самолета Ту-134А принципиальных и кон-
структивных изменений по сравнению с противопожарной системой
самолета Ту-134 не имеет. Установка на самолете Ту-134А ВСУ вызвала
необходимость прокладки дополнительных трубопроводов и распыли-
тельных коллекторов в отсеке ВСУ, а также установки датчиков
354
ДПС-1АГ системы сигнализации ССП-2А. Трубопровод подвода огнега-
сящего состава (фреон 114В2) к ВСУ подсоединен к баллонам 0С-8МФ.
Работа системы пожаротушения в отсеке ВСУ аналогична работе систе-
мы пожаротушения основных двигателей — I очередь срабатывает ав-
томатически по сигналу системы ССП-2А, II и III очереди управляются
вручную (см. рис. 12.14) нажатием кнопок «II очер.» и «III очер.». По
сигналу системы ССП-2А о возникновении пожара в отсеке ВСУ авто-
матически закрывается створка воздухозаборного устройства ВСУ и
выключается двигатель.

Для обеспечения подачи огнегасящего состава в полость кожуха ва-
ла и полость между кожухом вала и внутренним кожухом камеры сго-
рания двигателя Д-30 второй серии на самолете задействована система
пожаротушения внутри двигателей. Система состоит из двух баллонов
ОС-2ИЛ, разряжающихся в две очереди, блока электромагнитных кра-
нов 781100, трубопроводов с распылительным коллектором, обратного
клапана и системы сигнализации пожара — 2С7К- Система 2С7К вклю-
чает в себя блок-реле 2С7К-БР и четыре термодатчика ДП-11. При воз-
никновении пожара внутри двигателя срабатывает система сигнализа-
ции — загорается табло 15 (см. рис. 12.13) «Пожар двигателя» и кноп-
ка лампы 5 (см. рис. 12.14).

На самолетах с дополнительными топливными баками предусмат-
ривается установка распылительных коллекторов в центроплане, связан-
ных через блок-кран 781200 с баллонами ОС-8МФ. Подача фреона
114В2 в отсек центроплана производится при аварийном включении си-
стемы пожаротушения от ударных механизмов.

ВЫСОТНОЕ, БЫТОВОЕ И АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Высотное оборудование самолета Ту-134А по сравнению с высот-
ным оборудованием самолета Ту-134 подверглось значительному изме-
нению: установлена дублирующая система автоматического регулирова-
ния давления — САРД, система кондиционирования самолета обеспе-
чивается сжатым воздухом от ВСУ. Последнее позволило решить
проблему автономного обогрева и охлаждения пассажирской кабины в
разные периоды года и тем самым исключить использование для этой
цели аэродромных кондиционеров и обслуживающего их персонала.

Изменения в оборудовании потребовали замены некоторых агрегатов
высотной системы и доукомплектования ее новыми.

В системе кондиционирования существенным является обеспечение
на земле отбора сжатого воздуха от ВСУ в количестве G=2 880+180 кПч
при абсолютном давлении р—3,6±1 кПсм2 и температуре ?н=+200+10°С
(данные взяты при стандартных условиях атмосферы). Воздух отбира-
ется от компрессора двигателя ВСУ (рис. 12.19) и далее через
патрубок 11 отбора воздуха, регулятор РВ-8В (10) следует по воздухо-
проводу 6 в систему вентиляции и систему обогрева. В ответвлении тру-
бопровода в систему вентиляции установлены обратные клапаны 509 и
510 (2 и 3, рис. 12.20): первый предотвращает обратный ток воздуха из
системы в двигатель в случае остановки одного из них, второй препят-
ствует доступу сжатого воздуха от ВСУ при открытой заслонке 2517 (4),
если работает система кондиционирования от двигателей. Перекрывная
заслонка 2517 управляется правым пилотом с помощью переключателя
ППНГ-15К, установленного на щитке высотной системы.

Для обеспечения нормального запуска ВСУ в полете дополнительно
к его основным агрегатам подведены воздухопроводы 7 (см. рис. 12.19).
обеспечивающие подачу горячего воздуха. Управление подачей воздуха
осуществляется автоматически с помощью термореле 4463ВТ-1 (14) и
заслонки 1408 (5). Термореле срабатывает при понижении температуры
355
Рис. 12.19. Схема трубопроводов отбора сжатого воздуха от ВСУ в систему конди-
ционирования:

1 — обратный клапан 509; 2 — обратный клапан 510; 3 — перекрывная заслонка 2517; 4 — штуцер с
обратным клапаном для подключения УВЗ; 5 — регулятор подачи воздуха (заслонка) 1408; 6,7 — воз-
духопроводы; 8—компенсатор РГТ-8Д2. 995. 017; 9 — тонкотрубиая проводка; 10 — регулятор воздуха
РВ-8В; 11— патрубок отбора воздуха; 12— двигатель ВСУ; 13 — эжекторы; 14—термореле 4463ВТ-1

15 — трубопровод отбора воздуха из отсека ВСУ

1

воздуха, отсасываемого из отсека ВСУ ниже заданной величины, и вы-
дает сигнал на открытие заслонки 1408. По мере повышения темпера-
туры воздуха в отсеке ВСУ снова срабатывает термореле и выдает сиг-
нал на закрытие заслонки 1408. Отсасывание (эжекция) воздуха из от-
сека ВСУ через трубопровод 15 осуществляется в течение всего времени
полета за счет перепада давлений на срезе трубопровода и в отсеке ВСУ.

Включение системы вентиляции на земле при отборе воздуха от ВСУ
производится следующим образом. Убедившись в наличии давления от
ВСУ, на щитке управления высотной системой необходимо нажать пе-
реключатели «Вентиляция ТХ» и «ВВР» в положение «Хол.» и выдер-
жать 50 сек до полного закрытия обводных каналов заслонками 514,
выдержать переключатели «Наддув кабины — лев. двиг. — прав.» в по-
ложении «Меньше» до загорания табло «Наддув выключен» на щитке
мотоприборов и установить переключатель «Вентиляция на земле» в по-
ложение «От ВСУ». Контроль за температурой в коробе производится
термометром ТУЭ-48. В этом случае сжатый воздух поступает от ВСУ
по воздухопроводу 5 (см. рис. 12.20) через заслонку 2517 (4) и обратный
клапан 510 (3) в магистраль от левого двигателя и далее в систему вен-
тиляции. Дальнейший процесс работы и управления системы вентиля-
ции обычный. В случае необходимости горячий воздух может подавать-
ся в систему обогрева.

Для обеспечения запуска двигателей от УВЗ (установка воздушного
запуска) на земле к трубопроводу 5 подсоединен патрубок со штуцером
и обратным клапаном 14.

Система вентиляции и обогрева от двигателей на земле и в полете и
контроля за ней на самолете Ту-134А работает так же, как и на самоле-
те Ту-134.

Система автоматического регулирования давления воздуха в герме-
тической кабины самолета Ту-134А отличается от системы автоматиче-
ского регулирования давления воздуха самолета Ту-134 наличием двух
систем: основной и дублирующей.

Основная система регулирования давления (САРД) работает при
нормальном режиме, поддерживая перепад давления 0,57 кГ!см2, огра-
ничивает «максимальную высоту» в кабине 3 000 м и поддерживает
эксплуатационную «высоту» в гермокабине на всех режимах полета.
При выходе из строя основной САРД вручную включается дублирующая
система регулирования давления с перепадом давления 0,58 кГ!см?
(аварийный режим). Дублирующая система состоит из двух самостоя-
тельных регуляторов давления 469Р. Регулирование давления основной
системой осуществляется с помощью автоматического регулятора дав-
ления 2077 и выпускных клапанов 2176Г. Обе системы автоматического
регулирования давления выполнены по пневматическому принципу. За-
данные законы давления в гермокабине поддерживаются путем регули-
рования расхода воздуха через выпускные клапаны 2176Г и регулято-
ры 469Р.

Дублирующая система автоматического регулирования давления
обеспечивает:

постоянное абсолютное давление на высотах до Н ~ 6 425 м, равное
приблизительно 760 мм рт. ст.;

при полетах на высотах выше Ня 6 425 м избыточное давление в
гермокабине, превышающее атмосферное на этих высотах па
0,58 мм рт. ст.;

Рис. 12.20- Принципиальная схема подачи сжатого воздуха в систему кондициониро-
вания и на запуск двигателей от ВСУ и на обогрев ВСУ:

/ — воздушный стартер СТВ-10 запуска двигателя; 2— обратный клапан 509; 3 — обратный клапан
510- 4 — перекрывная заслонка 2517; 5 — воздухопровод; 6 — компенсатор РГТ-8Д2. 995. 017;
7 — эжектор; 8— электромеханизм МП-100М-2 выходного канала ВВР; 9— ВСУ; 10 — термо-
реле 4463ВТ-1: 11— тонкотрубная проводка; 12— воздухопровод; 13 — регулятор подачи воздуха
1408, 14— штуцер с обратным клапаном для подключения УВЗ; 15 — переключатель ППГ 15 прину-
дительного управления заслонкой 1408; 16— сигнальная лампа открытого положения заслонки 11-J8;
17 — переключатель ППНГ-15К управления заслонкой 2517; 18 — сигнальная лампа положения за-

слонки выходного канала ВВР
скорость изменения давления в гермокабине в пределах 0,15—
0,3 мм рт. ст./сек. При этом работают только регуляторы давления воз-
духа в кабинах 469Р, которые путем изменения количества воздуха, вы-
пускаемого из кабины, поддерживают давление (регулировку) в гермо-
кабине в зависимости от высоты полета согласно закону и заданную
скорость изменения давления.

Включение дублирующей САРД и отключение основной выполняет-
ся вручную перестановкой трехходового крана 2077 в положение «Вы-
ключен» при отклонении давления в гермокабине от величины 0,57±
±0,02 кГ!см2 в сторону увеличения или уменьшения. В случае неисправ-
ности обеих систем — повышении избыточного давления в гермокабине
до величины 0,63±0,02 кПсм2 — срабатывают ограничители абсолют-
ного давления выпускных клапанов 2176Г. При произвольном открытии
выпускных клапанов 2176Г срабатывают регуляторы абсолютного дав-
ления 13I4B, которые закрывают выпускные клапаны 2176Г при дости-
жении абсолютного давления в гермокабине до величины 0,7—0,05 кГ]см2
(Н=3 000 м). Регулятор 1314В является пневматическим устройством,
которое поддерживает минимальное абсолютное давление в гермокабине,
равное давлению на высоте Я=3 000 м. Регуляторы установлены: два
по правому борту под полом между шпангоутами № 12 и 13 и один на
полу у шпангоута № 55 под регулятором 469Р № 2. При необходимости
давление в гермокабине сбрасывается с помощью соленоидных клапанов
1160, которые открывают выпускные клапаны 2176Г. Управление клапа-
ном 1160 производится со щитка кондиционирования. На самолете уста-
новлены два соленоидных клапана 1160: один под полом у шпангоута
№ 12, другой на полу под регулятором 469Р № 2 у шпангоута № 55.

В остальном система САРД выполняет те же функции, что и на само-
лете Ту-134, и не имеет изменений по параметрам и агрегатам. Эксплуа-
тация и уход за агрегатами, рассмотренными выше, определяются ре-
гламентами и документацией, прикладываемой к самолету.

Системы автоматического регулирования температуры воздуха
АРТ-56-1 и АРТ-56-2 самолета Ту-134А по конструкции и назначению не
имеют каких-либо изменений от аналогичных систем, установленных
на самолете Ту-134, и поэтому здесь не рассматриваются.

Системы управления температурой воздуха в гермокабине и ее конт-
роля — электрические, а система замера расхода воздуха — пневмати-
ческая. По принципу действия и конструкции значительных отличий от
аналогичных систем самолета Ту-134 не имеют. Высотное оборудование
имеет следующие системы управления:

перекрывными заслонками системы кондиционирования воздуха —
системы наддува (рис. 12.21);

вентиляцией на земле при работающих двигателях или ВСУ;
распределителями 514 и регуляторами подачи воздуха 1408;
работой воздушного обогрева остекления;

вентиляцией на малых высотах;

дополнительной вентиляцией кабины экипажа и отсека штурмана.

Как и на самолете Ту-134, на самолете Ту-134А предусмотрен замер
расхода воздуха по системам обогрева и вентиляции, контролируется
также температура воздуха, поступающего в короб вентиляции и пане-
ли обогрева, и температура воздуха в переднем и заднем салонах пас-
сажирской кабины. Для визуального определения положения перекрыв-
ных заслонок предусмотрен контроль по сигнальным лампочкам откры-
того и закрытого положений. Методика управления, порядок действий
и проверка систем высотного оборудования в процессе эксплуатации в
основном не отличаются от методики управления, порядка действий и
проверки систем на самолете Ту-134 за исключением управления отбо-
ра воздуха от ВСУ в систему кондиционирования. Системы сигнализа-
ции падения давления и перенаддува герметической кабины, а также
358
Рис. 12.21. Щиток управления системой
кондиционирования воздуха:

1 — лампа сигнализации (красная) открытия за-
слонки вентиляции иа малых высотах; 2 — пере-
ключатель П2НПГ-15К управления регулятором
подачи воздуха 1408;	3 — выключатель ВГ-15К

питаиня автоматов; 4 — переключатель П2НПГ-15К
управления распределителем воздуха 514 ТХ;

5 — переключатель П2НПГ-15К управления рас-
предепнтелем воздуха 514 ВВР; 6 — переключа-
тель П2НПГ-15К управления распределителем
воздуха 514; 7 — переключатель П2НПГ-15К управ
ления распределителем 514; 3 — лампа сигнализа-
ции (красная) положения заслонки выходного ка-
нала ВВР; S — переключатель ППНГ-15К управ-
ления системой вентиляции иа земле от работаю-
щих двигателей или ВСУ; 10 — переключатель
сброса давления в герметической кабине; 11 —
переключатель ПНГ-15К управления перекрывной
заслонкой 2517;	12 — переключатель ПНГ-15К

управления системой вентиляции на малых вы-
сотах

системы проверки их на земле выполнены так же, как и на самолете
Ту-134.

На самолете Ту-134А, как и на самолете Ту-134, применены воздуш-
но-тепловые и электротепловые противообледенительные средства, обес-
печивающие надежную защиту самолета от обледенения. На самолете
установлен сигнализатор обледенения РИО-3, который включает таб-
ло «Включи n/о» на приборной доске второго пилота. При загорании
табло «Включи п/о» необходимо включить в работу все противообледе-

нители.

На самолете Ту-134А задействована система противообледенения
двигателей, которая срабатывает автоматически по сигналу датчика
ДО-202М. От этого датчика, так же, как и от датчика РИО-3, срабаты-
вает табло «Включи п/о». В систему сигнализации противообледените-
лей двигателей входят датчик ДО-202М, электромагнитный кран и сиг-
нализатор давления СДУ2-0.15. Питание системы сигнализации и элект-
ромеханизма перекрывной заслонки осуществляется постоянным током

Системы противообледенения стабилизатора и обогрева стекол каби-
ны экипажа самолета Ту-134А отличий от аналогичных систем самоле-
та Ту-134 не имеют, поэтому здесь не рассматриваются.

Система сжатого воздуха самолета Ту-134А отличается от аналогич-
ной системы самолета Ту-134 изменениями, связанными с изъятием си-
стемы управления тормозным парашютом. На самолете Ту-134А сжа-
тый воздух подводится только к заслонкам заборных устройств обдува
генераторов.

Бытовое оборудование самолета Ту-134А не имеет значительных из-
менений по сравнению с бытовым оборудованием самолета Ту-134. Для
снижения уровня шума и вибрации от силовых установок в конструк-
цию пола, потолка, перегородок, стен и других агрегатов внутренней от-
делки салонов пассажирской кабины введены дополнительные звуко-
изоляционные слои, а крепление самих панелей к каркасу фюзеляжа
выполнено на упругом основании.
В аварийно-спасательное оборудование самолета включены допол-
нительно спасательные канаты с узлами, установленными у аварийных
люков и форточек фонаря пилотов. В случае вынужденной посадки на
воду самолет сохраняет положительную плавучесть с надежным запа-
сом, достаточную продольную и поперечную устойчивость. Пассажиры
покидают при этом самолет через бортовые аварийные люки и входные
двери, пользуясь спасательными канатами.

Авиационное оборудование самолета Ту-134А укомплектовано сле-
дующими приборами и агрегатами:

КВ-радпостанция внешней связи, которая обеспечивает даль-
нюю беспоисковую и бесподстроечную телефонную связь экипажа
самолета с диспетчерскими пунктами аэропортов международных и
внутрисоюзных линий гражданской авиации;

приемо-передающая УКВ-радиостанция, обеспечивающая беспопс-
ковую и бесподстроечную телефонную связь экипажа самолета
с диспетчерскими пунктами международных и внутрисоюзных линий
гражданской авиации, а также с экипажами других самолетов на этих
линиях. На самолете размещены две радиостанции, укрепленные на
общей амортизационной раме;

навигационно-посадочная система, служащая для инструменталь-
ного самолетовождения по радиомаякам международной
системы ближней навигации VOR и выполнения захода на посадку по
радиомаякам международной системы посадки ILS, и системы посадки
СП-50М, применяемой в СССР. Система совместно с автопи-
лотом используется для автоматического и полуавтоматического
захода на посадку. Система состоит из двух полукомп-
лектов и обеспечивает одновременную работу с радиомаяками
VOR-LS, а также дублирование полета по радиомаякам VOR и автома-
тическое резервирование при заходе на посадку;

автоматический радиокомпас, предназначенный для инструменталь-
ного самолетовождения по приводным и широковещательным радио-
станциям на внутрисоюзных и международных линиях, а также для вы-
полнения захода самолета на посадку по системам СП-50 и ОСП, при-
меняемых в СССР. АРК может использоваться в качестве связного
приемника в диапазонах средних и длинных волн;

самолетный дальномер, используемый для измерения расстоя-
ния между самолетом и радиомаяками-ответчиками международной си-
стемы ближней навигации DME;

радиовысотомер, выполняющий измерение истинной высоты
полета самолета (от /7=0 м до /7=750 м), независимо от характера
местности и метеорологических условий, а также для сигнализации
опасных высот. Радиовысотомер работает в международном диапазо-
не частот. Радиовысотомер обеспечивает выдачу сигналов «опасной»
высоты в системе СПУ-7 и на табло опасных режимов;

комплекс пилотажно-навигационного оборудования, позволяющий
автоматизировать полет по всей траектории полета с высоты 200 м при
наборе и до высоты 50—60 м при заходе на посадку. В комплекс входят
системы БСУ-ЗП, КС, барометрические приборы и приборы различного
назначения. Барометрические приборы включают в себя комбинирован-
ный указатель скорости КУС-730/1100, измеряющий приборную и истин-
ную скорости полета в диапазоне высот от /7=0 до /7=15 000 м; высо-
томер ВД-20, определяющий барометрическую (относительную) высоту
полета самолета в диапазоне от /7=0 до /7=20 000 м; вариометр
ВАР-ЗОМ, определяющий вертикальную составляющую скорости набора
или снижения высоты, самолета в диапазоне К=0—30 м]сек, и варио-
метр ВАР-75М, используемый в аварийном режиме; измеритель числа
М—МС-1, определяющий текущие и предельное значения чисел М;
сигнализатор скоростного напора ССН-0,185, определяющий предельное
значение скоростного напора (<7динмакс =1850 кГ!м2) и высотомер, вы-
дающий относительную барометрическую высоту полета в виде визуаль-
ных показаний и подающий информацию в ответчик;

электрооборудование, позволяющее производить отбор электроэнер-
гии от ВСУ для нужд потребителей как при стоянке самолета, так и в
полете.

К приборам различного назначения относятся часы АЧС-1 и рент-
геномер, измеряющий уровень радиации в месте нахождения самолета.
ПРИЛОЖЕНИЕ

ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР И ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА Ту-134 К ПОЛЕТУ

Предполетный осмотр н подготовка самолета бортмеха-
ником. Перед выполнением предполетной подготовки бортмеханик обязан проверить
на борту самолета.

1.	Наличие свидетельства о регистрации и удостоверения о годности самолета к по-
летам.

2.	Налично бортовой опломбированной аптечки, самолетных топориков, питьевой
воды и имущества, предусмотренного для данного полета наставлением по проиэводст

ву полетов.

3.	Соответствие произведенного технического обслуживания налету самолета и убе-
диться, что все дефекты, выявленные экипажем в предшествующем полете, устранены,
после чего принять самолет от дежурного по стоянке.

Предварительные работы Перед осмотром бортмеханику необходимо

1.	Проверить наличие противопожарных средств возле самолета, установлены ли

колодки под колеса основных ног шасси, заземлен ли самолет.

2.	Убедиться, что с самолета сняты все чехлы и заглушки, кроме заглушек на вход-
ные каналы двигателей.

3.	Проверить количество топлива в соответствии с заданием на полет, масла в
маслобаках двигателей, жидкости АМГ-10 в баках гидросистем, зарядку воздушной и
кислородной систем, а также переносных кислородных баллонов, давление в огнетуши-
телях, заправку водой системы водоснабжения и заправку химжидкостыо сливного бака.

4.	Убедиться по карте предполетной подготовки, что отстой топлива слит.

5.	Летом при температуре воздуха в кабине выше +'25°С охладить кабины до тем-
пературы порядка +20°С так, чтобы перепад между температурой наружного воздуха
и температурой в кабинах не превышал 10—12°€. Перед началом охлаждения кабин
убедиться, что заслонка подачи холодного воздуха в кабину экипажа открыта, от-
крыть в кабине экипажа двери и форточки.

6.	При низкой температуре воздуха в кабинах подогреть кабины от наземного кон-
диционера до Г5—20°С.

7.	В зимнее время года проверить качество очистки поверхности самолета от льда,
снега; инея; окон кабин экипажа и пассажиров; входных устройств двигателей; узлов
управления и подвески рулен, элеро-

Рис. 12. 22. Схема маршрута предполетного осмотра
самолета

нов, триммеров, закрылков, интерцеп-
торов, посадочного щитка; наруж-
ных антенн; стекол фар, АНО, пробле-
сковых маяков; приемников воздуш-
ного давления и термометров наруж-
ного воздуха.

Осмотр и проверка самолета. Ос-
мотр самолета производится согласно
маршруту (рис. 12.22): передняя часть
фюзеляжа, передняя нога шасси и
ее ниша, средняя часть фюзеаяжа
снизу, левая нога шасси, левая поло-
вина крыла снизу, левый борт фюзе
ляжа, гондола левого двигателя, хво
стовая часть фюзеляжа, хвостовое
оперение, правая сторона самолета
(осматривается аналогично левой)
верх фюзеляжа и крыла.

При осмотре самолета по марш-
руту проверить: нет ли повреждений
эбшивки (царапин, вмятин), целость
и чистоту остекления кабин, стекол
фар, осмотрового окна в полу пилот-
ской кабины, стекол проблесковых ма-
яков, защитных стекол бортовых АНО
и антистатиков, антенн, ППД и при-
емников термометров наружного воз-
духа; нет ли засорения отверстий
ППД и убедиться в отсутствии течи
жидкости АМГ-10, масла, топлива на шлангах, трубопроводах, баках, агрегатах и сое-
динениях. Проверить усадку амортизаторов шасси и пневматиков колес, крепление и
электропроводку концевых выключателей, датчиков автомата тормозов, осмотреть по
крышки колес и убедиться, что они не смещены относительно барабанов. Убедиться
в том, что замки подвески всех ног шассн открыты. Убедиться в надежном закрытии
люков, замков капотов, створок контейнеров тормозного парашюта и его замка, а так-
же в отсутствии посторонних предметов и загрязнений во внутренней части воздуш-
ного канала двигателя и в надежном закрытии горловин маслобаков.

При осмотре крыла сверху убедиться в надежном закрытии заливных горловин
топливных баков, в отсутствии течи топлива по съемным панелям кессон-баков.

При осмотре пассажирской кабины, багажных помещений и туалетов убедиться,
что они чисты, укомплектованы съемным бытовым оборудованием согласно бортовому
перечню. Убедиться, что стекла окон чистые и целые, аварийные люкн закрыты, вход-
ные и багажные двери и уплотнительная резина на них не имеют повреждений, замки
их исправны. Проверить, что корзины с переносными кислородными приборами нахо-
дятся на своих местах и укомплектованы, а баллоны заряжены. Убедиться, что борто-
вые огнетушители находятся на своих местах и опломбированы, сливной край из ба-
ка для воды закрыт, на полу имеется необходимое количество ковров.

При осмотре кабины проверить и убедиться в том, что переключатель управления
шасси находится в нейтральном положении и законтрен, а ручка крана аварийного
выпуска шасси находится в нижнем положении, опломбирована и законтрена. Убе-
диться в чистоте и целости остекления кабины, а также в том, что в кабине нет по-
сторонних предметов. Проверить легкость хода и плотность прилегания боковых фор
точек, исправность кресел, наличие кислородных масок и исправность кислородных
приборов, надежность крепления приборных досок и целость приборов на них.

Перед включением источников электроэнергии необходимо убедиться, что все вы-
ключатели и переключатели на верхнем электрощптке, пультах правого и левого пи-
лотов, на электрощитках штурмана и бортпроводника выключены, крышка коробки
запуска закрыта, автоматы защиты на панелях АЗС включены. Перед включением аэро-
дромного источника электроэнергии проверить напряжение аккумуляторов под нагруз-
кой 22 а.

Проверить по указателю топливомера СЭТС-470 количество заправленного топли-
ва и установить стрелки расходомеров соответственно фактическому количеству топли-
ва в баках, установив переключатель плотности на требуемое значение.

Проверить исправность противопожарной системы, легкость перемещения рычагов
управления двигателями с пультов обоих пилотов и исправность защелок на РУД ле-
вого пилота.

При приеме самолета с ремонтного завода или после технического обслуживания в
АТБ бортмеханик со вторым пилотом, находящимся в кабине, должен проверить ней-
тральность рулей, элеронов, триммеров, соответствие их отклонений перемещениям ор-
ганов управления п переключателей.

При заключительных работах оформляется документация по техническому обслу-
живанию, принимается самолет от технической бригады и проверяется: надежно ли за-
креплено буксировочное водило к самолету и тягачу, сняты ли все заглушки и убрано
ли аэродромное оборудование.

После посадки пассажиров и загрузки самолета проверяется надежность крепле
ння грузов н закрытия дверей заднего багажника

После буксировки самолета на предварительный старт проверяется закрытие вход-
ной и служебной двери и люка заднего багажника, а также готовность к запуску дви-
гателей. О готовности к запуску доложить командиру корабля

Проверка и подготовка самолета вторым пилотом

1.	Занять рабочее место, подогнать сиденье и педали по своему росту и проверить
исправность всех пилотажно-навигационных и других приборов, пультов управления
радиостанциями.

2.	Убедиться, что все выключатели в кабине выключены, крышка коробки запуска
двигателей закрыта, после чего дать команду штурману включить бортовое электропи-
тание.

3.	Проверить освещение своего рабочего места, исправность кислородной маски,
сигнализацию падения давления и перенаддува гермокабины, исправность сигнальных
ламп табло опасных режимов при помощи кнопки «Контроль ламп».

4.	Проверить соответствие показания шкалы барометрического давления высотоме-
ра барометрическому давлению на аэродроме. Допустимое расхождение — не
более +2 мм рт. ст. (запрещается производить согласование шкал непосредственно
перед полетом самолета).

5.	Проверить связь по СПУ с членами экипажа и связь с командным пунктом
аэродрома.

6.	Проверить исправность электромехаиизмов триммеров кратковременным включе-
нием их, а затем вернуть триммеры в нейтральное положение; при необходимости про-
извести синхронизацию триммеров элеронов.
7.	По окончании проверки и подготовки доложить командиру корабля о готовности
оборудования к полету,

Прн полетах без бортмеханика второй пилот, кроме указанного, выполняет весь
осмотр и проверку в объеме предполетного осмотра, производимого бортмехаником.

Проверка самолета командиром корабля

1.	Приняв доклады от членов экипажа о готовности самолета к полету, командир
корабля должен лично произвести наружный осмотр самолета и кабины согласно
маршруту предполетного осмотра.

2.	Занять свое рабочее место, проверить исправность кресла, расстопорнть управ-
ление, подогнать сиденье и педали по росту, осмотреть все приборы и убедиться, что
они исправны, убедиться в наличии графика поправок к указателю скорости и высото-
меру.

3.	Проверить легкость хода и плотность прилегания боковой форточки, плавность
хода рычагов аварийного торможения и наличие давления в гидроаккумуляторе ава-
рийного торможения.

4.	Убедиться, что выключатели управления поворотом колес передней ноги и
ИТ-2Т выключены, выключатель автомата тормозов включен, а колпачок законтрен.

5.	Проверить соответствие показаний шкалы барометрического давления высотоме-
ра ВД-20 барометрическому давлению аэродрома взлета, наличие кислородной мае
ки н зарядку кислородной системы.

6.	Проверить количество топлива по указателю топливомера и соответствие стре-
лок расходомеров фактическому количеству топлива в баках.

7.	Проверить исправность сигнализации автомата АУАСП нажатием кнопки и ис-
правность обогрева приемника полного давления ППД-1В.

8.	Включить ответчик, убедиться в его исправности по загоранию сигнальных ламп
на пульте управления и установить необходимый код.

9.	Проверить систему управления самолетом.

10.	Проверить работу УКВ-радиостанции № 1, связавшись с КДП аэродрома
взлета.

11.	Проверить работу СПУ по связи с членами экипажа.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Глава 1. Общие данные и особенности аэродинамики самолета	3
Общие сведения о самолете	....	3
Основные данные самолета .	.			8
Особенности аэродинамики самолета	13
Центровка самолета ...	.	17
Основные ограничения	.			18
Глава 2. Планер .	.	-	20
Общие сведения .	....	20
Фюзеляж	.	.	.	....	20
Крыло	......	...	47
Оперение	.	.	......  Техническое обслуживание планера	59  63
Глава 3. Шасси	....	.	.	66
Передняя нога шасси	.			67
Главные ноги шасси	.	.	.	.	.	.	75
Сигнализация положения ног шасси		87
Глава 4. Управление самолетом	.	.	89
Управление рулем высоты	.	.	.	.	97
Управление элеронами	....	99
Управление рулем направления	...	102
Демпфер рыскания	 ...	109
Управление триммерами рулей 		113
Управление механизмами стопорения рулей и элеронов .	119
Управление стабилизатором			121
Управление закрылками		123
Управление посадочным щитком ......	126
Управление интерцепторами			127
Проверка управления самолетом		128
Г л а в а 5. Гидравлическое оборудование	130
Основная гидравлическая система			135
Система уборки и выпуска шасси	  Система управления поворотом колес передней ногн шасси	146  155
Система управления интерцепторами	  Система управления гидроусилителем ....	162  165
Система управления стеклоочистителями	.	.	.	170
Автономная гидросистема			 .	1/1
Тормозная гидросистема	 ...	173
Система основного торможения колес шасси		180
Система аварийного торможения колес шасси ....	188
Предполетная подготовка гидравлического оборудования	191
Глава 6. Силовая установка			193
Гондола двигателя	 .	.	194
Управление двигателями .	......	200
Масляная система			206
Глава 7. Топливная система .	212
Агрегаты топливной системы	.	.	...	217
Дренажная система		  Система заправки самолета топливом под давлением (централи-	226
зованная заправка)	......  Система автоматического расхода и измерения топлива	227
СЭТС-470А	  Некоторые указания по технической эксплуатации агрегатов	234
топливной системы .	.......	
Заправка кессон-баков самолета топливом и слив топлива нз них Возможные неисправности топливной системы и методы их уст-	242
ранения			243
Глава 8. Запуск двигателей. Противопожарное оборудование самолета	246
Агрегаты системы запуска		247
Приборы контроля за работой двигателей.....................

Подготовка двигателей к запуску, запуск и опробование их
Холодная прокрутка и ложный запуск двигателя	.	.	.	.

Эксплуатация двигателя на рулении и в полете	.	.	.	.

Особенности зимней эксплуатации двигателей	.	.	.	-

Противопожарное оборудование самолета

Г л а в а 9. Высотное оборудование
Система кондиционирования воздуха ..............................

Система вентиляции гермокабины.............................

Агрегаты системы кондиционирования воздуха
Система обогрева...........................................

Система автоматического регулирования давления (АРДУ
воздуха в герметической кабине.............................

Сигнальные устройства	.........................

Система автоматического регулирования температуры воздуха
в кабине ..................................................

Эксплуатация системы кондиционирования воздуха
Специальные устройства высотного оборудования
Система кислородного питания .	.................

Глава 10 Противообледенительная система и система сжатого воздуха
Воздушно-тепловые противообледенительные устройства
Электротермические противообледенительные устройства
Проверка противообледенителей и их эксплуатация
Система сжатого воздуха ....	.

Глава 11. Бытовое оборудование
Пассажирская кабина и кабина экипажа................................

Санитарно-техническое оборудование.........................

Аварийно-спасательное оборудование .

Глава 12. Самолет Ту-134А. Особенности и краткие сведения о его
конструкции ..................................

Общие сведения ........................................

Основные данные самолета Ту-134А, которыми он отличается
от самолета Ту-134.........................................

Особенности аэродинамики самолета..........................

Конструкция планера .......................................

Управление самолетом	.........................

Шасси ....	...........................

Гидравлическая система	..............................

Силовая установка .........................................

Противопожарная система....................................

Высотное, бытовое и авиационное оборудование самолета

Приложение. Предполетный осмотр и подготовка самолета Ту-134
к полету .......................................................


"Владимир Антонович Бороденко,
Леонид Владимирович Коломиец

САМОЛЕТ Ту-134

.КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ

Редакторы Б. А. Медведев,
Г. И. Калашник
Технический редактор Т. М. Плешкова

Корректор А. П. Новикова

Сдано в набор 24/11 1972 г. Подпи-
сано в печать 9/XI 1972 г. Формат
бумаги 70Х108716- Печ. л. 23. Усл.
печ. л. 32.2. Уч.-изд л. 35,66. Тираж
7000 экз. Зак. № 3030. Цена 1 р. 32 к.
Т15198. Изд. № 1к-1-2/17 № 4763.

Издательство «Транспорт ,
Москва, Басманный туп., 6а.

1г. Куйбышев, пр. Карла Маркса, 201.
Изд-во «Волжская коммуна».