I
t SA’’. Ami АД “ЛГОч'А S’ViH.IjSilIE. •
SAlLYiti .AVA LU«V»VS3A>PA-*ASSA. |
САМОЛЕТ
типа 69
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
КНИГА ТРЕТЬЯ
а
Планер, силовая установка,
самолетные системы
1971 г. С
Техническое описание самолета состоит из следующих пяти книг:
Книга I - Летно-технические характеристики самолета.
Книга П - Авиационное вооружение.
Книга Ш - Планер, силовая установка, самолетные системы.
Книга IV - Авиационное оборудование.
Книга V - Радиоэлектронное оборудование.
Техническое описание и инструкция по эксплуатации средств аварийного
покидания самолета ввделены в отдельную книгу.
Настоящая книга технического описания составлена применительно к са-
молетам выпуска октября месяца 1971 года. Все последующие изменения конст-
рукции отражаются бюллетенями серии "ИК".
В книге имеются следующие вставки:
Вставка К 1 между стр. 6-7 рис.2
Вставка Н? 2 между стр.26-27 рис.13
Вставка N? 3 между стр.26-27 рис.14
Вставка № 4 между стр.36-37 рис.19
Вставка № 5 меаду стр.42-43 рис. 22
Вставка N? 6 меаду стр. 46-47 рис. 23
’’Конструкция крыла".
"Каркас хвостовой части фюзеляжа и
хвостового оперения".
"Схема расположения эксплуатационных
люков на фюзеляже".
"Крепление двигателя".
"Схема управления конусом, противо-
помпажными створками и блокировки
РУД по числу М".
"Принципиальная схема топливной сис-
темы".
Вставка № 7 меаду стр.46-47 рис.24
Вставка № 8 между стр.56-57 рис.28
Вставка № 9 меаду стр.78-79 рис.48
Вставка № 10 меаду стр.88-89 рис.54
Вставка № 11 меаду стр.110-111 рис.64
Вставка. N? 12 меаду стр.124-125 рис.71
Вставка № 13 меаду стр.164-165 рис.88
Вставка N? 14 меаду стр. 236-237 рис.134
"Монтажная схема топливной системы".
"Подвесной бак с пилоном".
"Система управления двигателем".
"Система вентиляции, наддува и регу-
лирования температуры воздуха в ка-
бинном отсеке".
"Колесо КТ-102".
"Колесо КТ-92Б".
"Принципиальная схема гидравлической
системы".
"Принципиальная схема воздушной систе-
мы".
Вставка N? 15 меаду стр.270-271 рис.158 "Центральные узлы управления в перед-
ней и задней кабинах".
Вставка № 16 меаду стр.270-271 рис.159 "Система управления стабилизатором".
Вставка № 17 меаду стр.278-279 рис.165 "Электрические связи системы управле-
ния стабилизатором".
Вставка № 18	меаду	стр. 286-287	рис. 169	"Ручка управления".
Вставка N? 19	меаду	стр.286-287	рис.170	"Система управления	элеронами".
Вставка № 20	меаду	стр 300-301	рис.176	"Система управления	рулем направления".
ПЛАНЕР
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава первая
ПЛАНЕР
I.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Планер самолета представляет собой цельнометаллический средне-
план с треугольным крылом и стреловидным оперением, имеющим управляемый
стабилизатор.
Крыло треугольной формы в плане состоит из двух отъемных консолей
с разъемами у бортов фюзеляжа, имеет угол стреловидности по передней кром-
ке 57°, задняя кромка крыла составляет с осью фюзеляжа угол 90°.
На крыле установлены закрылки с осевой шарнирной подвеской и элеро-
ны с осевой компенсацией. На верхней поверхности каждой консоли крыла ус-
тановлен аэродинамический гребень.
Основными материалами, применяемыми в конструкции крыла, являются
Д16, В95, ЗОХГСА, ЗОХГСНА, МЛ5-Т4, BM65-I, АК6 и Д20.
Каркас консоли состоит из продольного и поперечного наборов. Основ-
ными силовыми элементами продольного набора являются лонжерон, балка, пе-
редний и задний стрингеры. Поперечными силовыми элементами являются нер-
вюры.
Фюзеляж - стрингерный полумонокок, эллипсовидного сечения. Элементы
конструкции фюзеляжа выполнены в основном из алюминиевого сплава Д16 с
применением для силовых шпангоутов и узлов сталей ЗОХГСА, ЗОХГСНА и
ЭИ-643, а также сплавов В-95 и МЛ5.
Для установки, снятия и осмотра двигателя фюзеляж имеет эксплуата-
ционный разъем, который делит его на две части - носовую и хвостовую.
В носовой части фюзеляжа размещены две герметические кабины с ка-
тапультируемыми кредлами, эа кабинами размещен двигатель, в хвостовой
части фюзеляжа - форсажная камера двигателя. Оборудование расположено в
отсеке фюзеляжа перед кабинами и в нижней части фюзеляжа под кабинами.
Поперечный силовый набор носовой части фюзеляжа состоит из 28 шпан-
гоутов, из которых шпангоуты № 2, б, 10, 14, 16, 20, 22, 25, 28 и нижняя
часть шпангоута № II являются силовыми. Продольный силовый набор состоит
из лонжеронов, балок и стрингеров.
Применена также бесстрингерная конструкция с толстой обшивкой. Такая
3
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
конструкция дает возможность максимально использовать внутренний объем
агрегата.
Поперечный набор хвостовой части фюзеляжа состоит из 13 шпангоутов,
из которых ипангоуты Ж* 54, 35А и 36 силовые. Продольный набор состоит из
стрингеров и обжинки.
Хвостовое оперение - свободнонесущее, стреловидной формы в плане,
состоит из горизонтального и вертикального оперения и имеет симметричный
профиль.
Горизонтальным оперением является управляемый стабилизатор (без руля
высоты), вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Руль нап-
равления имеет осевую аэродинамическую компенсацию.
На рис.1 показаны конструктивные разъемы самолета.
2.	КРЫЛО
Компоновка
В каждой консоли крыла образованы по два топливных бака-отсека: один
в носовой части крыла, другой - в средней корневой части.
В средней части каждой консоли крыла между передним лонжероном и бал-
кой имеется ниша размещения основной стойки шасси с цилиндром управления.
Вдоль съемного носка проложено управление элеронами, у нервюры й? 6 в сред-
ней части консоли установлен бустер управления элеронами, в корневой части
у ниши шасси установлены кислородные баллоны и у корня крыла смонтированы
посадочно-рулежные фары ИПРФ-IA. У переднего лонжерона около носка ¥ 19
установлены узлы для транспортировки и упоры под козелок.
В консолях крыла размещены блоки радиооборудования: антенна станции
СОД и фильтр низких частот - в носке крыла между носками № 19 и 20; приём-
ные антенны I диапазона станции СРО-2 - по одной в носке правой и левой
консолей между носками fr I? и 18; приемные антенны II диапазона - на нижней
обшивке правой и левой консолей между носками К? 17 и 18; распределительные
коробки - между носками К5 16 и 17. На задней кромке крыла на конце каждой
консоли установлены разрядники.
Между носками Я? 13 и 15 на нижней поверхности установлены два узла
подвески крыльевого балочного держателя спецподвески.
Основные геометрические данные крыла
Угол стреловидности по передней кромке ................. 57°
Площадь................................................ 23 м2
Размах (с подфюзеляжной частью) ........................ 7,15	м
Хорда (по оси самолета) ................................ 5970	мм
Установочный угол ..................................... 0°
4
9
Рис.I. Конструктивные разъемы самолета
I-щитки на основной стойке шасси; 2-основная стойка шасси; 3-цилиндр уборки и выпуска основной стойки шас-
си; 4-правая консоль крыла; 5-элерон; 6-оакрылок; 7-правая половина стабилизатора'; 8-киль; 9-законцовка
киля; 10-руль поворота; 11-хвосговая часть фюзеляжа;12-носовая часть фюзеляжа;13-откидная часть фонагя пе-
редней кабины; .4-откидная часть фонаря задней кабины; 15-килиндр уборки и выпуска носсвой стойки шасси:
16-носовая стойка шасси; 17-щитки носовой стойки шасси; 18-иередний тормозной щиток; 19-щиток ниши основ-
ной стойки шасси; 20-задний тормозной щиток; 21-левая консоль крыла; 22-пилон подвесного бака; 23-потвес-
ной бак; 24-левая половина стабилизатора; 25-гондола тормозного парашюта; 26-накладной бак.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВИ А„ САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
11, isVi.P, Ci! -Ot:'.Si \iiO3K< с'МО.ИТПЬ!
Угол поперечного V..............................................-2е
Площадь закрылка................................................0,92	м^
Угол отклонения закрылка при взлете ........................... 25°
Угол отклонения закрылка при посадке .......................... 45°
О
Площадь элерона ............................................... 0,59	м
Углы отклонения элерона .......................................+20°
На рис.3 показана теоретическая схема крыла.
Конструкция
Конструктивно крыло состоит из двух отдельных консолей, стыкующихся
по шпангоутам 1!» 13, 16, 22, 25 и 28 фюзеляжа.
В каждой консоли крыла (рис. 2) образовано по два топливных бака-отсе-
ка II и 20. Один из них расположен в носовой части крыла, другой - в сред-
ней корневой части.
Каркас каждой консоли состоит из продольного и поперечного наборов.
Основными силовыми элементами продольного набора являются передний лонже-
рон, балка 9, передний стрингер 22 и задний стрингер 12. Поперечными сило-
выми элементами служат нервюры. Верхняя и нижняя обшивки в районе баковых
отсеков выполнены в виде панелей из материала Д16АБТ.
Лонжерон крыла представляет собой балку, состыкованную из трех час-
тей: корневой части, выполненной горячей штамповкой из материала Е95;
средней части, сделанной горячей штамповкой из материала ЗОХГСА; и хвос-
товой части, выполненной холодной штамповкой из ЗОХГСА.
В средней части лонжерона по верху и по низу установлены усиливающие
накладки из материала В95. В корневой части лонжерона имеется гнездо 19
под ось основной стойки шасси.
Балка выполнена горячей штамповкой из ЗОХГСНА с последующей механи-
ческой обработкой и термообработкой до б =170 кг/мм^. Чтобы обеспечить
обтекаемость наружного контура, сверху и снизу балки проложены прокладки
из материала Д16, которые припиливаются по контуру крыла. На балке изготов-
лено второе гнездо под ось основной стойки шасси.
Передний стрингер в корневой части - штампованный из материала В95,
в зоне переднего бакового отсека стрингер выполнен из специального профи-
ля Д20, далее от носка № 12 до носка № 25 - швеллерного сечения из листа
Д16.
Задний стрингер силовой, состоит из двух частей, штампованных из
листовой стали ЗОХГСА и состыкованных стальным вкладышем по нервюре Иг 6.
От нервюры N» 4 до законцовки крыла по верху и по низу стрингер усилен
стальными накладками.
Нервюры, расположенные в средней и хвостовой частях крыла, установ-
лены по потоку и изготовлены из материалов Д16-Т, АК6, В95, МЛ5-Т4 холод-
ной и горячей штамповкой или литьем. Нервюры имеют вырезы под стрингеры.
б
д-д
Ряс. 2. Конструкция крыла
1—узел крепления то шпангоуту № 13; 2-торцовая стенка; 3-бортовой носок; 4—узел креплен,
топливного отсека; 7-нервюра М? 1; 8-узел крепления по шпангоуту Н° 22; 9—балка; 10-узел 1
12-задний стрингер; 13-узел крепления по шпангоуту JP 28; 14-закрылок; 15-элерон; 16-раз]
под ось основной стойки шасси; 20—передний топливный отсек; 21—верхняя обшивка; 22-nepej
для выхода воздуха из газового канала; 25-обтекатели гидроцилиндра и кронштейн управлем
с. 2. Конструкция крыс*
товой носок; 4-узед крепления по шпангоуту № 16; 5-газовый канал; 6-стенка переднего
угу Н° 22; 9-балка; 10-уэел крепления по шпангоуту Л? 25; ll-задний топливный бак-отсек;
закрылок; 15-злерон; 16-рвзрядник; 17-эаконцовка крыла; 18-стыки лонжерона; 19-гнездо
21-верхняя обшивка; 22-передний стрингер; 23-гидроциливдр управления закрылком; 24-щель
ливдра и кронштейн управления закрылком; 26-сотовый блок закрылка.

 ПЛА1.3Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
В средней части крива по нервюре Xе 6 стрингеры разрезаны и состыко-
ваны стыковой лентой и фестонами.
Носки нервюр установлены перпендикулярно к лонжерону и также имеют
вырезы под продольные ребра жесткости на панелях переднего бакового отсека.
Каждый топливный бак представляет собой герметичный отсек, образо-
ванный элементами конструкции крыла. Баковые отсеки собраны на заклепках
и болтах с применением герметика У-ЗОН с подслоем клея К50.
Передним крыльевым топливным беком является отсек крыла между пе-
редним стрингером и передним лонжероном. С боков отсек ограничен торпевой
стенкой, бортовым носком и носком нервюры № 13. От лонжерона баковый отсек
отделяется задней стенкэй.
Бортовой носок, носок нервюры Xе 13 и передняя стенка бакового отсе-
ка изготовлены из материала АКБ механическим фрезерованием.
Рис.4. Схема расположения эксплуатационных люков на крыле
1-люк для подхода к злектроразъему; 2-люк для подхода к ПУС-36; 3-люк для
подхода к топливопроводу; 4-люк для подхода к электроразъему; 5-люк для
подхода к антенне станции СРО-2; б-БАНО; 7-люк для подхода к станиии СОР;
8-люк для подхода к креплению спеиподвески; 9-люк для подхода к качалке
элерона; 10-люк для подхода и оливу топлива; 11-люк для подхода к соедине-
нию топливных отееков; 12-люн для подхода к бустеру элерона; 13-люк для
подходя к БАНО; ±4-люк для подхода к концевому узлу навески элерона; 15-
люк для подхода к гидротрубопроводам; 16-люк для подхода к гидропилиндру
закрылка.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМО ЧЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Сверху и снизу отсек закрыт панелями с продольными ребрами жесткос-
ти и толщиной обшивки 1,5 мм. До установки верхней обшивки все ториевые
швы и заклепки промазываются герметиком.
Внутри отсека установлены десять носков нервюр, расположенных пер-
пендикулярно передней стенке. Девять носков - гнутые из материала Д1б, си-
ловой носок нервюры № 5 изготовлен из материала АКБ.
Перед клепкой и постановкой болтов лапки и полки элементов каркаса
бакового отсека, сопрягаемые между собой и прилегающие к обшивке, прома-
зывают герметиком с подслоем клея.
Верхняя и нижг.яя панели установлены на болтах. В местах сопряжения
стенок каркаса бакового отсека и по полкам, сопрягаемым с панелями, имеются
канавки, в которых проложен резиновый шнур.
Задним топливным баком является отсек корневой части крыла между
балкой и продольной стенкой, установленной параллельно балке. С боков бак
ограничивается бортовой нервюрой крыла и нервюрой К? 6. Сверху и снизу от-
сек закрыт панелями, каждая из которых имеет обшивку, стрингеры и половины
нервюр, приклепанных к обшивке. Нервюры - дуралюминовые, гнутые, изготов-
лены штамповкой.
На верхних и нижних полках наружных стенок по всему периметру отсе-
ка имеются канавки для резинового шнура.
Передняя стенка устанавливается последней, крепится к нервюрам бол-
тами на анкерных гайках и герметизируется резиновым шнуром в полках сте-
нок, междушовным герметиком и резиновыми кольпами под болты. Кроме того.
До установки передней стенки вся внутренняя полость отсека герметизирует-
ся путем обмазки герметиком швов, болтов и заклепок.
Обшивка крыла выполнена из материала В95 толщиной от 1,5 до 2,5 мм.
Обшивка на участке размещения топливных баков как по верху, так и по низу
выполнена совместно с ребрами жесткости из листа Д16 методом химического
и механического фрезерования.
Выступающие детали на крыле закрыты обтекателями: на верхней поверх-
ности обтекатель закрывает кронштейн качалки элерона. Законповка крыла
клепаной конструкпии, из листового материала Д16.
На рис.4 показано размещение люков на крыле.
Элерон
Элерон (рис.5) клепаной конструкции, расположен в задней концевой
части крыла (см.рис.2), ограниченной задним стрингером, нервюрой № 6 и
законцовкой крыла.
Каркас состоит из переднего лонжерона 4, заднего лонжерона 5, набо-
бора нервюр, стрингеров, верхней и нижней обшивки и концевого профиля - "но-
жа" 3, который на левом элероне используется в качестве неуправляемого
триммера. В носке элерона установлен противофлаттерный груз б из стально-
го литья, вписанный в контур элерона.
9
ПЛЛИГР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛГТНЫГ СИСТЕМЫ
Рис.5. Конструкция элерона
1-средняя точка подвески; 2-корневой узел; 3-концевой профиль ("нож");
4—передний лонжерон; 5—задний снжеро*:; 6—противофлаттерный груз;
7-концевой узел.
10
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ HOTEMU
Лонжероны и нервюры штампованные из листового материала ДТ6. Обшивке
элерона - верхняя и нижняя - выполнена химическим фрезерованием из листово-
го материала Д16 толщиной 1,5 мм, имеющего в хвостовой части за лонжероном
толщину.О,8 мм. Концевой профиль ("нож”) изготовлен из материала МА8.
Элерон навешен в трех точках: первая - корневой узел 2 - расположена
на нервюре Л’ 6 (к ней подходит тяга управления элеронами); вторая - сред-
няя точка подвески I - на нервюре № 9; третья - ториевая точка - в закон-
повке крыла.
Закрылок
Закрылки (рис.6) - цельнометаллические, прямоугольной формы в плане,
клепано-клееной конструкции, с постоянной осью вращения. Они предназначе-
ны для сокращения взлетных и посадочных дистанций самолета.
Для уменьшения срыва гэтокя с закрыли )в при отклонении их на угол
45°, самолет оборудован сист^1 сдува пограничного слоя с закрылков.
Закрылки расположены г задней корневой части крыла, ограниченной
задним стрингером и хвостовыми частям" нервюр № I и 6.
Закрылок состоит из лонжерона, лобсвика, диафрагм, нервюр, сотового
блока, работающих обшивок и вкладышей.
В торцевые части лобовиков закрылок по оси вращения заделаны шаро-
вые опоры навески закрылков. В шаровые опоры 2 введены неподвижные пальпы,
закрепленные на нервюрах № 6 крыла. В шаровые опоры I введены подвижные
резьбовые пальцы, закрепленные и законтренные на нервюрах № I крыла.
Шаровые опоры I и 2 обеспечивают свободное отклонение закрылков при
деформациях крыла.
Соединение закрылков со штоками цилиндров управления закрылками осу-
ществляются через кронштейны 5, расположенные на нижней поверхности зак-
рылков.
Конструкция навески закрылков обеспечивает их демонтаж без расстыков-
ки крыла с фюзеляжем.
3.	НОСОВАЯ ЧАСТЬ «ОЗЕЛЯНА
Компоновка
Носовая часть фюзеляжа по переднему обрезу имеет воздухозаборник с
регулируемой площадью входного сечения при помощи управляемого трехпози-
пионного конуса.
В верхней части отсека между шпангоутами Н* 2 и 6 на выдвижной плат-
форме размещено радио- и электрооборудование, нижняя часть этого отсека
служит для размещения носовой стойки шасси при ее уборке.
Между шпангоутами № 6 и 14 расположен герметичный отсек с кабинами
учлета (передняя кабина) и инструктора (задняя кабина), под ними установ-
II
tQ
Рис.б. Конструкция закрылка
It 2-шаровые опоры закрылка; 3, 4-опорные площадки, фиксирующие убранное положение
закрылка; 5-кронштейн-рычаг; 6-обтекатель;- 7-лобовик закрылка; 8-лонжерон; 9-сото-
вый блок; IO-обшивка закрылка; П-концевой вкладыш.
ПЛ МИР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
лгны блоки электрооборудования, для подхода к которым снизу имеется спе-
циальный люк.
Внизу, на нижней части шпангоута К' И, установлен передний тормоз-
ной щиток площадью 0,64 м^.
Вверху, за кабинным отсеком, между шпангоутами К? 14 и 25 установлен
накладной съемный металлический топливный бак № I. За кабинным отсеком между
шпангоутами г'; 14 и 28 расположены контейнеры мягких топливных баков:
-	от	шпангоута	№	14	до	шпангоута	Ч1	16	-	бак	2;
-	от	шпангоута	№	16	до	шпангоута	It	20	-	бак	3,	состоящий	из	двух
частей - верхней и нижней;
-	от	шпангоута	К"	20	до	шпангоута	У1	22	-	бак	i.’	4;
-	от	шпангоута	V	22	до	шпангоута	К'	25	-	бак	N"	5,	состоящий	из	двух
половин - правой и левой;
-	от	шпангоута	№	25	до	шпангоута	И"	28	-	бак	6,	состоящий	из	двух
половин - правой и левой.
Между шпангоутами И1 16 и 20 по бокам фюзеляжа расположены ниши для
уборки колес основных стоек шасси.
В носовой части фюзеляжа проходит канал воздухозаборника двигателя;
перед отсеком электро- и радиооборудования он разветвляется на два канала,
которые проходят по бортам кабин. За кабинным отсеко..; оба канала сливаются
в один цилиндрический, который подходит через воздухо-воздушный радиатор
к входному флангу двигателя.
Между шпангоутами t 9 и :0 по бортам фюзеляжа расположены створки
дополнительного забора воздуха.
На боковых панелях фюзеляжа с двух сторон между шпангоутами 2 и
3 установлены управляемые противопомпажные створки.
Зона фюзеляжа от шпангоута № 22 до шпангоута Кр 28 занята двигатель-
ной установкой.
В нижней части фюзеляжа на шпангоуте It 22 подвешивается задний тор-
мозной щиток площадью 0,47 м^.
Конструкпия
Носовая часть фюзеляжа (рис.7) для облегчения сборки разделяется на
следующие отсеки и панели: передний кок от носка до шпангоута К» 2, отсек
оборудования между шпангоутами № 2 и 6, отсек между шпангоутами № 6 и 14,
боковые панели между шпангоутами К5 I и 14 - правые и левые, канал между
шпангоутами К" 14 и 20, боковые панели между шпангоутами К3 14 и 20 - пра-
вые и левые, верхние панели между шпангоутами № 14 и 28, нижняя панель
между шпангоутами № 14 и 20, внутренний отсек между шпангоутами И1 20 и 28,
боковые панели между шпангоутами № 20 и 28 - правые и левые, нижняя панель
между шпангоутами № 20 и 28, балка крепления двигателя, передний и задний
тормозные щитки, гаргрот между шпангоутами К» 14 и 28. Шпангоуты № 2, 6,
10, 14, 16, 20, 22, 25, 28 и нижняя часть шпангоута № II являются силовыми.
13
ПЛА1ЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.7. Конструкция носовой части фюзеляжа
I-передний кок от носка до шпангоута № 2; 2-передний люк; 3-ззлизы; 4-грот: 5-верхняя панель от шпангоута
Л? 14 до шпангоута № 28 (правая и левая); б-боковая панель от шпангоута и 20 до шпангоута Л? 28 (правая и
левая); 7-нижняя панель от шпангоута И? 20 до шпангоута й 28: 8-нижняя панель от шпангоута Л? 14 до шпангоу-
та № 20; 9-боковая панель от шпангоута № 14 до шпангоута 20 (правая и левая); 10-боковая панель от шпан-
гоута № 2 до -шпангоута Л? 14 (правая и левая): IT-канал от шпангоута № 14 до шпангоута Л? 20; 12-внутренняя
панель от шпангоута К’ 20 до шпангоута Л? 28; 13-балка крепления двигателя; 14-заднии тормозной щиток;
15-передний тормозной шиток.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Передний кок от носка до шпангоута К 2 выполнен в виде тоиеной обе-
чайки с острой передней кромкой. Для обеспечения наивыгоднейших режимов
работы воздухозаборника по центру входной части размешен радиопрозрачный
выдвижной конус (рис.8). Он изготовлен из стеклотекстолита трехслойной
констгукпии: два слоя толщиной 1,2 мм и один слой - сотовый, на связующем
материале ВСТ.
Конус крепится к ползуну 2, который перемешается по стальной трубе
5, установленной по оси конуса. Задняя часть трчбы 5 закреплена на диске
4, вклепанном в шпангоут № 2. Передняя часть трубы 5 с помощью спег.иаль-
чой гайки поддерживается четырьмя подкосами 3, закрепленными на том же
диске 4. Гидроцилиндр управления конусом - трехпозипионный, крепится к
ползуну выдвижного конуса и к кронштейну на шпангоуте № 3.
Конус при помощи гидронилиндра перемещается по трубе 5 и может быть
устанлен в одно из трех положений: убранное, первое выпущенное и второе
выпушенное. На рис.8 конус показан во втором (крайнем) выпущенной поло-
жении.
Для ползуна 2 имеется ограничитель поворота, роль кстсрсго выполняют
две направляющие.
На верхнем подкосе 3 установлен конпевой выключатель 7, слуна:р;й
для сигнализации убранного и выпущенного положения конуса.
Б верхней части шпангоута К" 2 установлены узлы крепления самолета
при транспортировке, закрытые заглушками. На верхней части переднего кока
•закреплена трубка приемника воздушного давления. В нижнюю часть переднего
кока вклепан буксировочный узел. Здесь же расположены пентровочные грузы
'бщ- весе!’ 34 кг. Под шпангоутом Г 2 находится опора под передний козе-
Б верхней части отсека между шпангоутами Г 2 и 6 размещается
злектрс- и радиооборудование, нижняя часть отсека служит для размещения
носовой стойки шасси.
Отсек имеет 4 шпангоута. Шпангоут Ж 2А выполнен из листового ма-
териала Д16АМ. Шпангоуты К’ 3, 4 и 5 выполнены из материала ЗОХГСА об-
разного сечения. По шпангоутам 2а и 5 установлены распорки из материала
295
Центральная часть пола совместно с куполом колеса передней стойки
ласси выполнена литой из материала АЛ-19 и отделяет отсек оборудования
от ниши носовой стойки шасси.
По шпангоутам 2А и 5 крепятся направляющие рельсы, по которым пере-
мещается выдвижная платформа (рис.9).
Выдвижная платформа конструктивно состоит из двух частей:
основной платформы и дополнительной площадки, которая закреплена к
задней части платформы болтами 0 5 мм.
Основная платформа, коробчатого сечения, имеет ребра жесткости и
две поперечные балки, которые оканчиваются опорами с отверстиями под шты-
ри, установленные на шпангоутах №> 3 и 4 фюзеляжа. В пентре платформы
15
Рис.8. Конус воздухозаборнике
ПЛАЕсР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
1-ралиопрозрачный конус трехслойной конструкции; 2-пслзун; 3-подкосы; 4-диск; 5-труба;
6-шток гидроцилиндра управления конусом; 7-концевой выключатель сигнализации положения
конуса; 8-гидроцилиндр управления конусом; 9-сотовый слой; 10-два слоя стеклотекстоли-
та толщиной 1,2 мм.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.9, Установка выдвижной платформы
1-ручной гидронасос; 2-передние направляющие профили; 3-основная платформа; 4-опоры с отверстиями
под штыри; 5-гидробак; 6-дополнительная площадка платформы; 7-задние направляющие профили; 8-рычаг
механического замка; 9-цилиндр подъема платформы; 10-купол шасси; 11-флажок указателя положения плат-
формы; 12-кронштейны платформы; 13-передние направляющие ролики; 14-задние направляющие ролики;
15-продольные профили; 16нптырь под опору с отверстием.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
выполнен узел с проушиной для крепления штока гидравлического цилиндра
подъема платформы. Соединение выполнено при помощи стопорной шпильки. В
передней части платформы при покоит болтов закреплены два кронштейна с
направляющими роликами. К платформе снизу закреплена дополнительная пло-
щадка, на которой закреплены задние направляющие ролики, а на ее передней
стенке по оси симметрии выполнен вырез год рычаг механического замка креп-
ления платформы в опущенном положении. Платформа и дополнительная площадка
выполнены из магниевого сплава МЛ5—Т4.
Твксат'ия платформы с фюзеляжем осуществлена через гидравлический
цилиндр подъема платформы. В крайнем нижнем положении платформа удержи-
вается шариковым замком гидравлического цилиндра. На случай отказа шарико-
вого замка предусмотрена дублирующая фиксация платформы в крайнем нижнем
положении механическим замком, установленным на куполе переднего колеса.
Замок (рис. 0) конструктивно состоит из рычага I, оси 2, направляю-
щего штифта 3 и пружины 4.
Рычаг под действием пружины поджат к штифту и находится у его нап-
равляющей. Такое положение рычага соответствует закрытому положению замка,
г зтом случае при опущенной платформе рычаг входит в прорезь пластины 5
на дополнительной площадке платформы и фиксирует платформу.
Для открытия замке предус: отрена тросовая проводка 8, соединяющая
рычаг замка с гашеткой 6, установленной на втулке насоса, в которую встав-
ляется рукоятка для работы насосом. Еа гашетке закреплена крышка, которая
при зафиксированном положении платформы .закрывает отверстие во втулке на-
соса под рукоятку. Такая конструкция исключает возможность работы насосом
при закрытом замке.
Для открытия замка, а также для установки рукоятки в насос, необхо-
димо отжать гашетку до такого положения, когда крышка сойдет с торца втул-
ки и упрется в ее стенку. При этом, рычаг выводится тросом из зацепления
с платформой, а крышка на гашетке, упираясь во втулку, не позволит вернуть-
ся рычагу в первоначальное положение. Остается открытым также отверстие
во втулке, в которое вставляется рукоятка для работы насосом.
Для визуального контроля опущенного положения платформы, при котором
замок фиксирует ее, на левом направляющем профиле установлен механический
указатель. Если платформа не доходит до своего крайнего нижнего положения,
флажок указателя раздвоен, т.е. видны надписи "ЗАКРЫТО" и "ОТКРЫТО". При
полностью опущенной платформе флажок укажет "ЗАКРЫТО".
Закрытое положение флажка определяется возвратом гашетки под дейст-
вием пружины 4 в исходное положение.
Основными продольными силовы"и элементами отсека являются два верх-
них и два нижних лонжерона V/ - образного сечения. Боковые стенки отсека,
педкгопленные стрингерами, являются внутренними стенками воздушного кана-
ла. Верхний люк радиооборудования закрыт крышкой с быстроразъемными зам-
ками .
Поперечный силовой набор отсека между шпангоутами 1Г 6 и 14 состоит

Схема работы лайка
Откры
Закрыт
Схема роботы
механического указателя
Насос
Купол носовой
стойки шасси
Рлатрорма опушена,
механический замок зак-
рыт. Флажок „Открыто"
совмещен о флагом
„Закрыто"
Рис.10, Схема работы замка Фиксации платформы
1-рычаг; £-ось; С-напраплгоощиЛ штифт; 4-пруяина; 5-пла.стина; 6-гашетка; 7-крышка; 8-тоосовая проводка.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМА.
из трех силовых стеночных шпангоутов № 6, 10 и 14, полушпангоута № II и
ряда дополнительных шпангоутов клепаной конструкции, выполненных штам-
повкой из листового материала Д16.
Продольный силовой набор, выполненный из того же материала, состав-
ляют два верхних, два нижних лонжерона, начинающихся у шпангоута Н? 6, и
отлитая из магниевого сплава подфонарная панель. Обшивка отсека служит
внутренними стенками воздушного канала.
В верхней части отсека размещены передняя и задняя кабины. Нижняя
часть занята блоками электрорадиооборудования. Верхняя и нижняя части ка-
бинного отсека разделены между собой полом. Герметизация кабин осуществля-
ется герметиком внутришовного и поверхностного нанесения У-ЗОМ и рези-
новым шлангом, который уложен в специальном профиле на подфонарной панели.
Тяги управления, проходящие по полу кабин, закрыты защитными съемными ко-
жухами.
Подфонарная панель отлита из материала МЛ5. Ее крепление осуществля-
ется по шпангоутам Е’ б, 10 и 14. Подфонарная панель представляет собой
литую балку, внутри которой монтируются замки фонарей и преходят тяги их
управления. По оси шпангоута Е? 7 на подфонарной панели устанавливается
перемычка, к которой крепится приборная доска передней кабины.
Боковые панели от шпангоута 2 до шпангоута ’? 14 определяют как
наружный обвод фюзеляжа, так и внутренний обвод воздушного канала. Панели
выполнены из листового материала Д16 различной толщины. Часть панели от
шпангоута К? 2 до шпангоута 9 изготовлена из одного листа толщиной 3,5 г:л,
от шпангоута Е" 9 до шпангоута ?l 14 панель имеет две обшивки: одну - наруж-
ную, образующую внешний обвод фюзеляжа, и другую - внутреннюю, образующую
обьод воздушного канала. Обшивки соединены между собой прокладками из ма-
териала МА8 и диафрагмами, отштампованными из листового материала Д1б.
Между шпангоутами I." 2 « 3 на боковой панели находятся управляемые
противопонпажные створки, а между шпангоутами *’ 9 и 10 неуправляемые створ-
ки дополнительного забора воздуха на взлете.
Диафрагма по шпангоуту К" 13 выполнена в виде штампованной балки
материала ВМ65-’, на которой справа и слева крепятся узлы крепления крыл л.
Внутри канала между шпангоутами 1  14 и ^4а имеется обтекатель, через кото-
рый проходят тяги управления элеронами.
Канал от шпангоута № 14 до шпангоута ?<’’ 20 выполнен из листового ма-
териала Д’б. Внутри канала находится спина, обеспечивающая плавный переход
сечений канала. Спица изготовлена из листового материала Д1б и подкреплена
диафрагмами.
Наружный обвод канала является внутренним обводом контейнеров мягких
баков. Крепление канала производится по шпангоутам 1-4, 16 и 20.
В верхней части отсека между шпангоутами Е'5 14 и 16 для подхода к ка-
чалкам управления имеется люк, расположенный в контейнере топливного бака
Е: 2.
Между шпангоутами № 16 и 20 с правой стороны в нише основного коле-
20
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
са имеется люк для осмотра канала и лопаток компрессора двигателя, крышка
которого установлена на легкоразъемных замках.
Боковые панели от шпангоута № 14 до шпангоута № 20 выполнены из лис-
тового материала Д16. Крепление панелей осуществляется по шпангоутам fr 14,
16 и 20. Основным силовым элементом панелей является наружная обшивка, под-
крепленная в продольном направлении лонжеронами и стрингерами.
Б районе шпангоутов И? 14-16 имеется внутренняя обшивка, образующая
контейнеры мягких баков, а в районе шпангоутов № 16-20 тлеется стенка, от-
деляюпэя контейнер бака от ниши колеса основной стойки шасси. Стенка под-
держивается диафрагмами из листового материала Д16.
Верхняя панель от шпангоута > 14 до шпангоута № 28 представляет со-
бой обшивку из материала Д16, к которой сверху приклепаны два силовых про-
филя, соединяемые с балками шпангоута № 14 двумя кронштейнами из сплава
В95. Соединение верхней панели с поперечным набором фюзеляжа осуществляет-
ся по шпангоутам ft 14, 16, 20, 22, 25 и 28, а с продольным набором - по
верхним лонжеронам боковых панелей. По оси шпангоута И? 16 верхняя панель
имеет две скользящие опоры под металлический топливный бак.
Для доступа к мягким бакам верхняя панель имеет три люка - один от
шпангоута № 14 до шпангоута W? 20 с правой стороны и два - от шпангоута
К? 20 до шпангоута № 28 с левой и правой сторон. Кроме того, на верхней
панели имеются продольные профили для крепления грота, в котором проходят
тяги управления и электрожгуты.
На петлях верхних крышек люков между шпангоутами Г? 20 и 28 установ-
лены накладки из дуралюмина с приклеенными к ним резиновыми пластинами для
предотвращения образования следов на поверхности мягких керосиновых баков
от соприкосновения с петлями.
Основными силовыми элементами нижней панели между шпангоутами * 14
и 20 являются три профиля - один нижний, прессованный из В95, и два бо-
ковых, изготовленных из листового материала Д16. Профили крепятся по шпан-
гоутам > 14, 16 и 20.
Поперечный набор нижней панели состоит из ряда штампованных диафрагм
из листового материала Д16 и двух силовых литых диафрагм, установленных
по шпангоутам № 16 и 20, на которых крепится пилон подвесного бака. Обшив-
ка панели выполнена из листового материала Д16.
В районе шпангоутов fr 16-20 нижняя панель связана с каналом при по-
мощи стенок, между которыми расположен топливный бак. Одна из стенок съем-
ная (с левой стороны). Нижняя панель имеет ряд люков для прохода во внут-
реннюю полость фюзеляжа.
Боковые панели от шпангоута I? 20 до шпангоута Is 28 выполнены из лис-
та В95 и Д16. Они крепятся к шпангоутам 1! 20, 22, 26 и 28.
Продольный силовой набор каждой боковой панели состоит из верхних и
нижних лонжеронов из материала В95, стрингеров и пресованных профилей из
материала Д16 и профилей, проложенных по контуру профиля крыла.
К лонжеронам боковых панелей приклепываются верхняя и нижняя панели.
21
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫ! CIV ТЕМЫ
Поперечный силовой набор панели составляет диафрагмы и штампованные шпан-
гоуты 21, 23 и 24. Нижняя панель между шпангоутами № 20 и 28 из мате-
риала В95.
У шпангоута № 22 на профиле установлен стальной узел крепления зад-
него тормозного щитка, у шпангоута Xе 25 - стальной узел крепления гидро-
пил индра тормозного щитка.
Внутреннюю панель от шпангоута № 20 до шпангоута N? 28 можно разде-
лить на две части: отсек от шпангоута Ж 20 до шпангоута К? 22 и панель от
шпангоута № 22 до шпангоута И» 28.
Отсек от шпангоута Ж 20 до шпангоута № 22 - это часть канала возду-
хозаборника круглого сечения, изготовленная из материала Д1б, в которой
установлен воздухо-воздушный радиатор.
Панель от шпангоута 22 до шпангоута № 28 представляет собой внут-
ренний лист из Д1б контейнера топливных баков № 5 и б. На этой панели ус-
тановлены рельсы для монтажа двигателя.
Балка крепления двигателя заделана на шпангоутах № 22 и 28. Балка
клепаной конструкпии, из материала В95, представляет собой стенку с отог-
нутой верхней полкой и нижней полкой из прессованного профиля таврового
сечения. У шпангоута If1 25 в балке сделано гнездо под шкворень основного
крепления двигателя.
Силовые шпангоуты
Шпангоут № 2 клепаной конструкции из листового материала Д1б, часть
шпангоута - диск, отштампован из материала AK4-I.
Шпангоут К б герметичный, представляет собой стенку из листового ма-
териала Д16, подкрепленную двумя прессованными уголковыми профилями из
материала В95. На ней крепятся кронштейны оси подвески носовой стойки шас-
си. Верхняя часть шпангоута усилена сварными накладками из стали ЗОХГС'
нижней части шпангоута сделан вырез под носовую стойку шасси.
Шпангоут И? 10 наклонный, представляет собой стенку из материала ;
с двумя балками, изготовленными из материала ЭИ643, с которыми крепятся
рельсы катапультируемого кресла учлета.
Шпангоут К? 14 наклонный, герметичный, выполнен в виде стенки из ма-
териала Д1б с отверстием под канал воздухозаборника. На стенке установлены
две балки, изготовленные из стали 5И643, на которых крепятся рельсы ка-
тапультируемого кресла инструктора.
Шпангоут В5 16 представляет собой кольцо из материала В95, подкреплен-
ное уголковыми профилями из того же материала и стали ЗОХГСА. В верхней
части шпангоута установлены узлы крепления металлического топливного бака
из стали ЗОХГСА. На шпангоуте слева и справа установлены стальные узлы
крепления крыла с фюзеляжем.
Шпангоут К? 20 представляет собой кольцо из материала Д1б, окантован-
22
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ное с внутренней н наружной сторон полками, изготовленными из того же ма-
териала. К нижним частям шпангоутов £ 16 и 20 прикрепляется литая диафраг-
ма из сплава АЛ-19, служащая для установки пилона подвесного бака. Для
этого нижняя часть шпангоута К? 20 имеет усиление в виде двух фитингов,
отштампованных из сплава BM65-I.
Шпангоут Я? 22 является основным силовым шпангоутом крапления крыла.
Шпангоут состоит из четырех частей, состыкованных на болтах. Верхняя и
нижняя части шпангоута двутаврового сечения отштампованные из материала
В95. В верхней части шпангоута по центру крепится балка крепления двига-
теля, в нижней части узлы крепления качалок управления. Правая и левая
части шпангоута представляют собой штампованные стальные траверсы двутав-
рового сечения, на каждой из которых сделаны проушины для стыковки с узла-
ми крепления крыла.
Шпангоут И? 25 имеет вид подковы с нижней дугообразной перемычкой
двутаврового сечения, отштампованной из ЗОХГСНА. Силовая часть шпангоута
состоит из двух половин, стыкующихся на балке крепления двигателя. Шпан-
гоут представляет собой стенку из материала В95 с полками из прессованных
угольников того же материала. На стенке шпангоута имеется ряд подкрепляю-
щихся стоек, а в средней части с двух сторон имеются усиливающие наклад-
ки и профили из В95, к которым крепятся стальные узлы крепления крыла.
Нижняя часть шпангоута выполнена из двух штампованных диафрагм, между ко-
торыми установлен основной узел крепления двигателя.
Шпангоут IS 28 является стыковым шпангоутом головной и хвостовой час-
тей фюзеляжа. Шпангоут представляет собой обод из прессованного угольника
из материала В95-Т с усиливающим стальным угольником, к которому прикрепле-
на стенка из листа Д16. Внутренняя полка шпангоута сделана из прессованного
угольника из материала В95. На наружном ободе приклепаны опорные и контрящие
шайбы из Д16-Т под стыковые болты. В средней части шпангоута имеются три
узла дополнительного крепления двигателя из В95-Т, а также узлы заднего
крепления крыла в виде телескопических выдвигающихся стальных опор с чашка-
ми.
На шпангоутах № 14, 16 и 28 установлены пенопластовые накладки, улуч-
шающие поверхности контейнеров баков № 2 и 6.
Стыковые узлы носовой и хвостовой
частей фюзеляжа
Стык носовой и хвостовой частей фюзеляжа осуществляется на шпангоуте
N’ 28 головной части фюзеляжа и на шпангоуте If? 28а хвостовой части (рис.11).
Стык фюзеляжа - фланцевого типа, имеет три направляющих штыря (место
В) и 18 стыковочных болтов из ЗОХГСА (места Б, А и Г). Стыковочные болты
соединяют ободы шпангоутов К? 28 и 28а и через специальные лючки завернуты
гайками, которые контрятся скобами на крышках лючков.
23
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Место
Рис, И. Стыковые узлы носовой и хвостовой частей фюзеляжа_
1-стыковой болт; 2-вкладыа; 3-обод шпангоута № 28; 4-шпангоут № 28;
5-шпангоут К? 28а; 6-коробочка; 7-гайка; 8-лючок; 9-скоба; 10-шайба;
11-втулка; 12-герметизируицая прокладка; 13-стыковая шпилька; 14-ог-
раничитель; 15-конгрящий винт; 16-направляпций штырь; 17-стыковая
шпилька.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Стыковые узлы фюзеляжа
с крылом
Стыковые узлы фюзеляжа с крылом (рис.12) установлены на шпангоутах
II' ±3, 16, 22, 25 и 28. Основным узлом крепления крыла является узел, рас-
положенный на балке крыла по шпангоуту № 22.
Стык на шпангоуте № 13 вильчатого типа с одним вертикальным болтом
диаметром 8 мм.
Стык на шпангоуте It 16 имеет верхнюю и нижнюю вилки, расположенные
в горизонтальной плоскости, и среднее ушко в вертикальной плоскости. Стык
каждой вилки производится вертикальным ступенчатым болтом диаметром 22 мм.
Стык на среднем ушке - горизонтальным болтом диаметром ±6 мм, консольно
заделанным в ушке лонжерона крыла.
Стык на шпангоуте № 22 гребенчатого типа, с двумя вертикальными сты-
ковыми болтами диаметром 30 мм.
Стык на шпангоуте К? 25 вильчатого типа, производится одним болтом
диаметром 18 мм.
Стык на шпангоуте № 28 производится болтом диаметром 12 мм, вверты-
вающимся и контрящимся со стороны первой нервюры крыла в телескопическом
гребенчатом узле на шпангоуте № 28.
Стыковые болты по шпангоутам И» 16, 22 и 25 изготовлены из стали
ЗОХГСНА, а по шпангоутам № 13 и К» 28 - из стали ЗОХГСА.
4. ХВОСТОВАЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА
Хвостовая часть фюзеляжа начинается от шпангоута № 28а стыковки с
носовой частью и заканчивается хвостовым коком.
Поперечный силовой набор хвостовой части фюзеляжа состоит из 13 шпан-
гоутов, продольный силовой набор составляют стрингеры, обшивка выполнена
из материала Д16 (рис.13).
Шпангоуты 34, 35а, 36 - силовые, выполнены из стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА,
стыковой шпангоут № 28а выполнен из прессованного профиля Д16, остальные
шпангоуты - листовые из материала Д16 Z - образного сечения. Стрингеры
выполнены из прессованных уголков Д16.
Между шпангоутами № 30 и 31а внизу, с правой стороны, расположена
антенна маркерного радиоприемника.
Внизу под фюзеляжем от шпангоута It 28а и до конпа по оси симметрии
проходит аэродинамический гребень. Передняя часть гребня - радиопрозрач-
ная. Внутри фюзеляжа от шпангоута It 29 до шпангоута Я? 34 установлен кожух
двигателя. Стабилизатор крепится на оси, вращающейся в подшипниках, смон-
тированных на шпангоутах № 35а и 36.
Форсажная камера двигателя крепится у шпангоута № 36. Фюзеляж закан-
25
no
o>
Рис.12. Стыковые узлы фюзеляжа с крылом
IV
э
os
>
зс
I-грот; 2-балка крепления киля; 3-киль; 4-вставка киля с антеннами; 5-верхний обтекатель киля; 6-рулъ направления; 7-средний
узел подвески руля направления; 8-гопдола тормозного парашюта; 9-хвостовой кок; 10-лоняерон стабилизатора; П-стабилиэатор;
12-балка крепления стабилизатора; 13-узлы крепления балки стабилизатора; 14-силовые шпангоуты; 15-нияний аэродинамический
гребень; 1<>-стыковой шпангоут 28А.
йЦй* 333
Рис. 14. Схема расположения ликов на фоэеляив.
1-люк оборудования; 2-люк для подхода к штуцерам контроля герметичности кабин; 3-люки для
подхода к агрегатам электрооборудования правого и левого энергоузлов; 4-лючок для подхода
к радио ж электропроводке; 5-люк для подхода к штуцерам подлавливания баков; 6-эаливная
горловина топливной системы; 7-лючки для подхода к болтам крепления мягких баков; 8-панель
для подхода к топливным бакам № 4,5,6; 9-обтекатель для подхода к агрегатам управления и
коммуникациям; 10-лючок для подхода к качалкам управления заслонками; 11-лючок для подхода
к штуцеру соединения трубопровода системы подлавливания топлива; 12-лючок для контроля уров-
ня гидросистемы бустерной системы; 13-обтекатель для подхода к АРУ-ЗВУ; 14-панель для подхо-
да к загрузочному механизму; 15-люк для подхода к агрегатам САРПП; 16-люк для подхода к
гидроаккумулятору бустерной системы; 17-обтекатели для подхода к радиопроводке; 18-люк для
подхода к агрегатам САРПП; 19-панель для подхода к бустеру стабилизатора, МРП-56П и насосной
станции; 20-лючки для подхода к радио и электропроводке; 21-люк для подхода к радиопроводке;
22-люки для подхода к датчику ИД-2; 23-люки для подхода к качалкам управления руля направле-
ния; 24-люк для подхода к втуцерам воздугмой системы и качалкам управления руля направления;
25-люк для подхода к узлам крепления сЬорсажной камеры; 26-люк для подхода к гидропроводке;
27-лючки для подхода к креплению форсажной камеры; 28-люки для подхода к агрегатам управле-
ния стабилизатором; 29-обтекатель гидропроводки к цилиндрам управления соплом; 30-лючки для
подхода к термопарам; 31—лхчки для подхода к разъемньы клапанам гидросистемы; 32-лючки для
подхода к болтам стыковки юсовой и хвостовой частей фюзеляжа; 33-лючки для подхода к штуце-
рам подключения наземной г»дротележки; 34-люк для подхода к агрегатам двигателя и гидросисте-
мы; 35-люк для подхода к агрегатам двигателя; 36-лючки для подхода к креплению двигателя;
37-люк для подхода к агрегатам двигателя и гидросистемы; 38-лючок для подхода слива топлива
4,5,6 керобаков; 39-40-люкк для подхода к насосу 4-го керобака,сигнализатору давления,гидоо-
аккумуляторам бустерной системы; 41-люк для подхода к перекрывному крану,сигнализаторам
давления насосу и сливу отстоя 3-го бака; 42-лючок для подхода к кранику слива из насоса
3-го бака; 43-люк для подхода к топливной системе; 44-люк для подхода к воздухо-воздушному
радиатору; 45-люк для подхода к коробке пусковых контакторов; 46-люк для подхода к цилин-
драм тормозного щитка, автомату АЗП-1ЛА; 47-люк аккумуляторов; 48-люк для подхода к замку
передней стойки шасси; 49-лючки для подхсда к оси передней стойки шасси; 50-люк для подхо-
да к штуцерам воздушной и кислородной сж< темы; 51-люк для подхода к электромеханизму
УПС-1М, тяге регулирования положения прш ой заслонки и указателю положения правой заслон-
ки системы СПС; 52-лючок для контроля уровня гидросмеси основной системы; 53-лючки для
подхода к блоку ® 23 ответчика СРО-2; 54-люк для подхода спецклапану; 55-люк для подхода
к турбохолодильнику; 56-люк для подхода к гидропроводам ж электрожгутам; 57-58-люки к
гидроаккумуляторам основной системы; 59-люк для подхода к системе управления двигателем;
60-61-люки для подхода к агрегатам двигателя и гидросистемы; 62-люк для подхода к эксплу-
атационному разъему дренажной системы; 63-люки для подхода к разъемным клапанам основной
гидросистемы; 64—лючок для подхода к предохраниталиным клапанам пл ипаагиаани я топливных
баков; 65-люк для подхода к гидроаккумулятору основной системы; 66-люк для подхода к
разъему дренажной трубки керос стены; 67-люк для подхода к качалке управления руля
направления ТЛ. Технологические люки; 68-люк для подхода к узлам крепления форсажной
камеры
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВИ \. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
читается хвостовым коком. Для обдута двигателя у шпангоута К' 34 имеются
специальные воздухозаборники.
Тормозной парашют укладывается в специальную гондолу, расположенную
под рулем направления на киле.
На рис.14 показана схема расположения эксплуатационных люков на
фюзеляже.
5. ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
Геометрические данные горизонтального
оперения
Площадь подвижной части ....................  3,94	к?
Угол установки стабилизатора ............... 0°
Угол стреловидности в плане ................. 55°
Профиль......................   КАСА-2 с относитель-
ной толщиной 6%
Поперечное V................................. о0
Углы отклонения стабилизатора на мало?' плече
АРУ-ЗВУ:
носок вверх................................... 4°-1
носок вниз  .............................     14°-1°
Углы отклонения стабилизатора на большом
плече АРУ-ЗВУ:
носок вверх.................................. 13°	5о
носок вниз .................................. 28°-!°
Геометрические данные вертикального
оперения
Площадь ...................................... 5,32	м2
Профиль ..................................... С-Пс	с относительной
ТОЛЩИНОЙ Ги ПОТОКУ 6%
Угол стреловидности.......................... 60°
Площадь руля направления .................... 0,965	м2
Максимальные углы отклонения руля направления вправо и влево по 25°.
Руль направления имеет осевую аэродинамическую компенсацию.
На рис.15 и 16 показана теоретическая схема вертикального и гори-
зонтального оперения.
27
JMJ.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛГТНЫС СИСТЕМЫ
Рио, 15. Теоретическая схема вертикального оперения
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рио. 1в. Теоретическая схема горизонтального оперения
29
ПЛАНЕР. СИ ЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Конструкция
Стабилизатор состоит из двух симметричных половин. В конструкцию
каждой половины входят передний стеночный стрингер, состоящий из двух час-
тей (передней толщиной 1,2 м и задней переменного сечения), две силовые
балки, набор нервюр, задний стрингер 10 (см.рис.II) переменного сечения,
две передние обшивки (химически фрезерованные с ребрани жесткости), обшив-
ка носка и законсовка с противофхаттернык грузом, два обтекателя, две си-
ловые накладки и хвостовая часть (с химически фрезерованныги обшивками).
Панели, изготовленные фрезерованием, расположены в вентральной части
стабилизатора. Силовые накладки изготовлены из АК4. Нервюры - листовые,
штампованные из дуралюмина. Хвостовая часть стабилизатора клепаной конст-
рукции, состоит из дуралюминовых обшивок, двух уголковых стрингеров,набора
нервюр и концевого нока. На конце стабилизатора установлен противофлаттер-
ный груз 17.
Стабилизатор прикреплен к стальной балке (рис.17) круглого сечения,
Рис.17. Балка крепления стабилизатора
1-подшипник; 2-втулка; 3-колъцо; 4-крышка; 5-кольцо; 6-гайка; 7-под-
шипник; 8-втулка; 9-масленка; 10-болты крепления качалки управле-
ния; II-четыре отверстия под болты крепления стабилизатора; 12-от-
верстие под болт крепления стабилизатора.
30
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. СА.МОЛГТШЛЕ С ЕС 7 г МЫ
вращающейся в подшипниках, установленных на шпангоутах N? 35а и 36. Крепле-
ние стабилизатора к балке осуществлено четырьмя вертикальными и одним го-
ризонтальным болтами.
Киль состоит из двух силовых стеночных стрингеров, продольного набо-
ра прессованных стрингеров, поперечного набора листовых штампованных нер-
вюр, торцовой нервюры, балки (по шпангоуту К? 34) и обшивок. Киль прикреп-
лен к верхней панели хвостовой части фюзеляжа на узлах, установленных на
шпангоутах Н? 34 и 36.
Рис.18. Нижний узел подвески руля направления
(вид по полету)
I-качалка; 2-шпангоут Л? 36; 3-нижний узел; 4-задний
стрингер киля; 5-нерввра й? 5
Носовая часть киля крепится заклепками по контуру к стальным листо^
вым угольникам. К килю в трех точках крепится руль направления.
Нервюры киля расположены перпендикулярно оси его лонжерона. Полки
31
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
нервюр просечены для прохода стрингеров, подкрепляющих обшивку. Передний
и задний стрингеры киля выполнены штамповкой из листового шатериала Д16
переменной толщины. Торцовая нервюра киля выполнена горячей штамповкой из
АК4. Балка киля выполнена из ЗОХГСНА горячей штамповкой и по корневой час-
ти крепится к шпангоуту ft 34. На балке установлен бустер управления стаби-
лизатором.
Обшивка киля выполнена из листового материала Д16 переменной толщи-
ны. Законпсвкс киля клепаной конструкции из листового материала Д16. В ней
смонтированы агрегаты радиооборудования и хвостовой аэронавигационный
огонь. В средней части киля установлены блоки радиооборудования. Носовая
обшивка съемная.
Руль направления клепаной конструкции. Каркас его состоит из лонже-
ронов, стрингеров, набора нервюр, обшивки, трех узлов подвески и концево-
го вкладыша ("ножа").
Лонжерон руля швеллерного сечения, штампованный из листового мате-
риала Д16. Нервюры штампованные, из листового материала Д16. Основная об-
шивка руля направления выполнена из Д16А-Т, обшивка носка из Д16А-Ы. В
носке между нервюрами ft II и 17 установлены противофлаттерные грузы. По
задней кромке руля направления установлен концевой вкладыш из МА8 для ре-
гулировки путевой устойчивости самолета.
На рис.18 показан нижний узел подвески руля, конструкция оперения
приведена на рис.13.
32
Силовая установка
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава л орв в
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Силовую установку самолета составляют: турбореактивный двигатель
37Ф2СК с форсажной камерой, сверхзвуковой лобовой воздухозаборник с кана-
лом, хвостовой эжектор и системы, обеспечивающие надежную работу двигате-
ля и воздухозаборника во всем эксплуатационном диапазоне высот и скорос-
тей полета.
Оптимальное сочетание характеристик воздухозаборника, двигателя и
хвостового эжектора обеспечивает высокую эффективную тягу силовой установ-
ки.
Воздухозаборник снабжен регулируемым конусом и противопомпажными
створками. Для улучшения взлетных характеристик силовой установки в канале
имеются также "взлетные” створки.
Охлаждение двигателя и форсажной камеры осуществляется воздухом,пос-
тупающим в двигательный отсек за счет скоростного напора из канала и внеш-
них воздухозаборников, расположенных в районе крепления стабилизатора. При
работе на земле продув двигательного отсека осуществляется вследствие раз-
режения, создаваемого эжектором, в этом случае воздух поступает в двига-
тельный отсек через внешние воздухозаборники и специальные клапаны назем-
ного обдува.
Топливная система состоит из шести баков, расположенных в фюзеляже,
четырех крыльевых баков - отсеков, подвесного (подфюзеляжного) сбрасывае-
мого бака и системы трубопроводов и агрегатов, обеспечивающих подачу топ-
лива в двигатель, дренажирование и наддув баков.
В целях сохранения в полете требуемой центровки выработка топлива из
баков проходит в определенной последовательности, которая автоматически
обеспечивается применением поплавкового, специального и дренажных клапанов.
Для обеспечения надежного питания двигателя в полете на больших вы-
сотах топливная система имеет наддув баков от компрессора двигателя, а
также дренажную систему с заборником скоростного напора для быстрого вы-
равнивания давления в баках при пикировании.
33
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Нижняя часть бака N' 3 (расходного) является отсеком, обеспечивающим
питание двигателя топливом при кратковременных полетах с отрицательными пе-
регрузками и при кратковременном перевернутом полете на любом режиме,лроме
форсажного, длительностью не более 15 сек, а на форсажном режиме длитель-
ностью не более 5 сек. Для обеспечения надежного запуска в воздухе двига-
тель оборудован системой кислородной подпитки пусковых воспламенителей.
Управление двигателем производится рычагами РУД, установленными в пе-
реденей и задней кабинах и соединенными системой тяг и качалок с управляю-
щими агрегатами на двигателе.
Двигатель имеет систему дренирования, обеспечивающую сбор и слив
топлива за борт из дренажных полостей „• лгателя.
Противопожарное оборудование, смонтированное на самолете, предназна-
чено для тушения пожара в зоне двигателя.
На фззеляже сделаны люки для подхода к агрегатам двигателя и эксплуа-
тационным разъемам при расстыковке самолета и при снятии двигателя.
Двигатель
Двигатель двухвальный, турбореактивный состоит из осевого шестисту-
пенчатого компрессора, десяти индивидуальных камер сгорания трубчатоколь-
певого типа в общем кожухе, двухступенчатой осевой газовой турбины, форсаж-
ной камеры со всережимным реактивным соплом, системы топлизогитания и авто-
матического управления двигателем. Масляная Система автономная.
Особенностью двухвального двигателя является разделение осевого комп-
рессора на две самостоятельные группы ступеней (два каскада) с приводом
каждой группы от отдельной турбины. Группа трех первых ступеней,образующих
компрессор низкого давления, приводится во вращение от второй турбины,т.е.
от турбины низкого давления, а три последних ступени, образующих компрес-
сор высокого давления, - от первой турбины, т.е. от турбины высокого давле-
ния.
Компрессор и турбина низкого давления образуют ротор низкого аавле-
ия (РИД), а компрессор и турбины высокого давления - ротор высокого дав-
ления (РВД). Между этими роторами существует только газодинамическая связь,
что и является основным преимуществом двухвального двигателя, так как соз-
даются условия устойчивости работы компрессора в нерасчетных условиях. При
изменении условий работы двигателя (скорости и высоты полета, температуры
наружного воздуха, положения РУД) осевые скорости воздуха в ступенях комп-
рессора изменяются.
В двухвальном двигателе это приводит к перераспределению аэродина-
мических нагрузок на обоих каскадах (изменяются пстребные для вращения
каскадов крутящие моменты - на одном каскаде увеличиваются, на другом кас-
каде - уменьшаются), ъследствии чего соотношение оборотов автоматически
изменяется.
Саморегулирование оборотов ротора приводит к тому, что при изменении
34
IThhri'. СИЛОСАМ УСТАНОВКА,С ХМОЛГ.ТПЫЕ СИСТЕМЫ
осевых скоростей потока воздуха по тракту компрессора на различных режимах
его работы по числу оборотов сохраняется условие устойчивой работы обоих
каскалог, что и определяет основное преимущество двухвального двигателя.
’с?сажная камера оборудована всегеАИмчым соплом, обеспечивающим
пл-ТпЭЕ /зменение тяги на форсажном режиме в диапазоне от полного до мики-
ОЛ’-.-У'Г?
Е гмс: того, двигатель оборудован:
. иотс»:о;' злектгического автоматического запуска, обеспечивающей на
земле -•гтсматкческия запуск двигателя нажатием одной кнопки.
. Тепли =««••».« насосом - регулятором НР-21Ф2, обеспечивавщин подачу и ав-
. ".’.зтичсокое регулирование количества поступающего г дьигатегь топлива на
\ . • е .*у?.заботы.
Топливным нзогсс’. ~ регчлятзр ЙР-22Ф2, обеспечивающим подачу топлива
1 .'-oca-'-vr каме: у ча режимах :
•*. Прэтивообл д*-«ител'л’г’м устройством гхо-.изго кока ко-прессора.
3. Панглгг уравлени- :-;«нмау.г ПУРТ- С-Т, которая вместе с насосами -
1гг-:хягср=уи hi-? "2 и HF-? '4. обвспгуивает упрзьхе;:;:? двигателем и реак-
тизн:’” oor.Xvv ст похоА/нгй “СТЗТ;*- до рекккз “ДОЛгЕм с-ОРОАЗ." при переме-
щении одного рычага управлонгя двигателем.
6.	',’..."емо?. глектрсгилраьдического управления створками реактивного
сопла
7.	Адэр/лнык управление:.: створками сопла на два положения створок -
'.крыты и открыты (гакоиызл - форсаж).
8.	Автономней, слот агой смазки.
9.	Системой тлектрсоборудовгяия, состоящей из источников питания; аг-
регатов запуск?; агрегатов обслуживающих систему форсирования двигателя;
зг’еглтзв блокировки и контрольно-измерительных приборов; высотным коррек-
тогсм БК-21 - для увеличения диапазона устойчивой работы двигателя.
.G. Датчиками сигнализации давления и стружки в масле; датчиком сигна-
ля, апии положения сопла.
На коробке приводов двигателя установлены: стартер - генератор
ГСР-СТ-Т2000ВТ, два гидронасоса ЯП-341 *-1Т, подкачивающий топливный насос
~ iH-ТЗДТ, датчик оборотов РЯД, датчик оборотов РВД.
За последней ступенью компрессора на двигателе имеется фланец для
отбора воздуха на наддув кабин и фланец для отбора воздуха в систему под-
д?-знания топливных баков и гидробака.
2, КРЕЯ^ЕНИй ДВИГАТЕЛЯ И РЕГУЛИРУЕМОГО СОПЛА
Е1 О
Двигатель с регулируемым соплом (ряс.19) установлен в фюзеляже от
гангоута № 22 до заднего обреза фюзеляжа. Пр?; виде сверху ось двигателя
свпа.таст с осью симметрии самолета, а при виде сбоку она проходит паоал-
лелг- : строительной горизонгал? самолета, рые'с ее на 90 мм у шпангоута
V 28 ? на €5 км у шпангоута № 52а.
35
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Ось форсажной камеры при виде сверху составляет небольшой угол о
осью двигателя вследствие того,что задняя часть удлинительной трубы форсаж-
ной камеры монтируется со смещением по оси роликов влево на 5 мм от оси
симметрии самолета. Во время работы двигателя от температурных расширений
удлинительная труба форсажной камеры перемещается вправо и ее ось совпада-
ет с осью двигателя. Двигатель крепится к фюзеляжу на шпангоуте И? 25 ос-
новным креплением, и на шпангоуте * 28 задним креплением..Основное крепле-
ние по шпангоуту » 25 расположено в плоскости, близкой к центру тяжести
двигателя, и выполняется верхним узлом и двумя боковыми тягами. Верхний
узел воспринимающий силу тяги двигателя и бс овые силы, представляет собой
штампованный хромансилевый штырь, оканчивающийся пальцем, который при мон-
таже входит в шарнирный узел на двигателе. Штырь крепится к верхней полке
балки фюзеляжа хромансилевым болтом диаметром 10 мм, к нижней полке балки
прижимается стальным клином. Скользящая посадка пальца штыря в шарнирный
узел на двигателе обеспечивает свободное перемещение двигателя в вертикаль-
ном направлении и поворот относительно шаровой поверхности при тепловом
расширении или при нивелировке двигателя.
Боковые тяги переднего крепления работают на сжатие - растяжение и
воспринимают вертикальные нагрузки. Тяги выполнены из хромансилевой стали
и крепятся болтами к кронштейнам на двигателе и к кронштейнам на шпангоуте
№ 25. Наконечники тяг - ушковые, с шаровыми опорами, соединены с тягой
на резьбе, что позволяет изменять длину при их регулировке.
Заднее крепление двигателя воспринимает вертикальные и боковые наг-
рузки и состоит из двух тандерных хромансилевых тяг, по одной с правой и
с левой сторон двигателя, и одной боковой горизонтальной тяги, располо-
женной с левой стороны фюзеляжа.
Тендерные тяги крепятся к кронштейнам двигателя и к кронштейнам на
шпангоуте № 28. Горизонтальная тяга одним концом подсоединяется к кронштей-
ну двигателя, другим крепится к кронштейну на фюзеляже. Тендерные тяги зад-
него крепления, а также горизонтальная тяга с ушковым болтом позволяют
производить изменение их длин при установке двигателя на самолет и при ни-
велировке.
Монтаж двигателя на самолет производится при отстыкованной хвостовой
части фюзеляжа с помощью специальной монтажной тележки. Для облегчения
установки двигателя на самолет на корпусе компрессора двигателя с правой
и левой сторон имеются кронштейны со стальными роликами, а на бортах фю-
зеляжа между шпангоутами I»? 22 и 28 направляющие рельсы. Двигатель на те-
лежке заводится роликами в направляющие рельсы и закатывается по рельсам
до упора, установленного на тележке, после чего производится сборка узлов
крепления двигателя. Передний торец двигателя герметизируется с каналом
резиновым профилем.
Передняя часть регулируемого сопла крепится к диффузору форсажной
камеры телескопическим соединением, задняя часть крепится к фюзеляжу при
помощи продольных направляющих рельс, установленных на корпусе регулируе-
мого сопла и опирающихся на специальные ролики, что обеспечивает ей сво-
36
рельс дм жгмотл/
& вфюяяж

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
бедное перемещение от нагрева в продольно?' и поперечном направлениях. Нап-
равляющие рельсы закреплены на регулируемом сопле, а ролики закреплены на
втулках, ввернутых в гнезда на шпангоуте К? 36 с правой и с левой сторон фю-
зеляжа. Ролик левой стороны имеет реборды, удерживающие камеру от переме-
щений в боковом направлении. Ролик имеет цилиндрическую поверхность, что
позволяет перемещаться камере при нагревании в боковом направлении вправо.
Перед монтажом регулируемого сопла на самолет с него снимается си-
ловое кольцо с гидроцилиндрами управления створками реактивного сопла.Ото
необходимо для возможности подстыковки хвостовой части фюзеляжа. После
подстыковки хвостовой части фюзеля; а силовое кольцо с гидроцнлиндрами ус-
танавливается на регулируемое сопло со стороны заднего обреза фюзеляжа и
крепится к ней шестью тягами.
Подвод воздуха в двигатель осуществляется через воздухозаборный ка-
нал. В канале перед двигателем установлен воздуха-воздушный радиатор сис-
темы питания кабинного отсека. Внутренняя обечайка радиатора слупят про-
должением воздухо-заборного канала, а на фланце-, обращенном в сторону двл-
хателя, прикреплен кольцевой резиновый профиль-уплотнитель. После установки
двигателя на самолет корпус компрессора двигателя своим фланпем плотно при-
жимается к резиновому профилю на радиаторе, чем достигается герметизация
зазора между двигателем и радиатором.
Для доступа к агрегатам, отдельным узлам, и системам питания двигате-
л на фюзеляже предусмотрено несколько эксплуатационных люков. Внизу между
шпангоутами № 16-20 с левой стороны имеется люк для подхода к перекрывному
кра~у топливной системы, в нижней части фюзеляжа между шпангоутами К? 22-25
и 25-28 имеются четыре эксплуатационных люка для доступа к агрегатам дви-
гателя (по два люка с правой и левой сторон).
Люки заправочных горловин расположены следующим образом:
-	для заправки керосином топливной системы (без подвесного бака) - по
оси бака № I (накладного) между шпангоутами N" 15-16;
-	для заправки маслобака - у левого борта между шпангоутами Н' 23-25.
Схема расположения и назначения люков приведена на рис.14.
3. ОХЛАЖДЕНИЕ,ДРЕНАЖ И СУФЛИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЬНОГО
ОТСЕКА
Чтобы предохранить конструкцию самолета и агрегатов двигателя от
перегрева, двигатель как в полете, так и при гонке на земле охлаждается
воздухом, поступающим в двигательный отсек из окружающей атмосферы (рис.20).
В полете воздух для обдува отбирается из канала воздухозаборника
двигателя через специальные отверстия с сетками, имеющимися в воздуховоз-
душном радиаторе I.	*
Воздух проходит с наружной стороны радиатора и через пластинчатые
клапаны в радиаторе входит в отсек двигателя. Проходя в пространстве между
конструкцией фюзеляжа и двигателем и далее между регулируемым соплом и его
37
Рис.2'. Сс-зма охлаждения двигательного отсека
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
‘Эдуло-воздушныи огуиатор; С-гечн^гичная перегородка; 3-патрубок обдува форсажной камеры (с правой
и левой сторон фюзеляжа); 4-кожухи и ,с/ва гидроарматуры; 5-патрубки обдува гидроцилиндров створок соп-
ла; 6-э*ектор; У-сочло двигателя; 8-.г рубок обдува генератора (с правой стороны); 9-отверстия с та-
рельчатыми клапанами.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . О V1» СМЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
кожухом, воздух охлаждает двигательный отсек и уходит в атмосферу за обрез
фюзеляжа.
Для дополнительного обдува агрегатов двигателя на обвивке фюзеляжа
установлены патрубки забора воздуха.
Стартер-генератор охлаждается воздухом от патрубка 8, распс-холенно-
го между шпангоутами № 29 и 31. Регулируемое сопло охлаждается воздухом,
поступающим через два патрубка 3, расположенные у шпангоута !? 31 с правой,
и левой сторон. Гидроцилиндры управления ствоаками реактивного сопла - воз-
духом от патрубков 5, расположенных в зоне шпангоута I? 36.
Два веохних патрубка обдува гидропииинлров управления створками
реактивного сопла расположены выше оси двигателя с правой и левой старом
киля. Нижний патрубок двойной, расположен по сторона? гребня. Патрубок
идет вдоль гребня и зате?/ объединяется г един ебтий канал, ст;::-— : .с.е с
кожуха нижнего гидропилиндра управление створками гоактит::ого сопле. От
патрубков воздух по соединительным трубам поступает в кожухи гидроцг.л.пир-
ров, охлаждает их и выходит в атмосферу. При атом часть воздуха через щель
в перегородке кожухов отбирается на обдув гидро-груб и армат? рш,узеполс?;ен-
ных сбоку от гидропихиндрог, далее поступает в силовое колт-.по для охлажде-
ния гидротрубок подвода гидросмеси и через отверстия в силовом кольце выб-
расывается в атмосферу.
При годке двигателя на земле охлаждение отсека двигателя происходит
воздухом, засасываемым из окружающей атмосферы, вследствие разрежения в
отсеке двигателя, которое создается зхекнпей газовой струи. Охда..да:е!г.,й
во:дух поступает в двигательный отсек через семь отверстий с тарельчатым^
клапанами и четыре клапана диаметром 70 расположенных снизу с правой
и левой сторон фюзеляжа, между шпангоутами 22 и 2с, а -га;:.:е через вс.:-
джхозаберники дополнительного обдува агрегатов. 2 сто’, случае пласт:::;" *е
клапаны на воздухе-возду. нем радиаторе закум-тк, так — к ; ••эрс.хг.ие в тез-
духозаборном канале Солтсе, чем в отсеке д-игатодя.
Чтобы предотвратить нарушения ренимов схлзздсния, отсек двигаз ля
герметизируется в месте стыка носовой и хвостовой частей Фюзеляжа с"?-
пиальныы резиновым профилем, приклеенным к шпангоуту 28. .Упдстмс" я сое-
динения создается вследствие сжатия этого профиля.
Отверстия для прокладки трубопровода на шпангоуте V 22 закрг.вайтая
специальными заглушками. Отверстия для выхода ь грот труб дреня.-з топлив-
ной системы в зоне шпангоута № 29, а также отверстия для прокладки т'.убс-
провода через шпангоут It 29 закрываются накладками.
В эксплуатации необходимо особо следить за герметизацией двигатель-
ного отсека, не допуская повреждения уплотните;;?-дых элементе?.
Дренажный трубопровод двигательной установки объединен в группы и
выведен за борт фюзеляжа, в пяти местах (рхс.2’). Первый вывод едзлз.н у
шпангоута N? 27 и объединяет в один коллектор дрена;?, форсе 7-ного крг--з,п:::-
водов насосов НР-21Ф2 и ПР-22Ф2, автомата приемистости, гу.чср₽гог.а, ; •.*.-
качизаюшегс топливного насоса и гидронасоса, клапана зап; она, клз'.п,- -
перепуска воздуха.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.21. Схема дренироьаи.ия двигатедьни.; установки
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, CAMO. IE ГНЫ1 ИСТ t ЧЫ
Второй вывод, расположенный непосредственно за первым выводом,
объединяет слив из топливосборника, дренах камер сгорания и сопловых ап-
паратов.
Третий вывод, расположенный у шпангоута И? 32, служит для слива топ-
лива из телескопического соединения форсажной камеры с удлинительной тру-
бой двигателя (вид F).
Четвертый вывод, расположенный у шпангоута fr 36, служит для слива
топлива из-под обшивки фюзеляжа (сечение В-В).
Пятый вывод сделан внизу, справа за обрезом реактивного сопла. Он
соединяет с атмосферой дренажный бачок, установленный на двигателе. При
неудавшихся запусках, а также при остановке двигателя, топливо собирается
в этот бачок и выдавливается воздухом от компрессора двигателя в атмосфе-
ру на срез реактивного сопла, где свободно распиливается.
Кроме указанных дренажных выводов, в обшивке фюзеляжа имеются дре-
нажные отверстия для удаления жидкости в следующих местах: в зоне рамки
ИРП-56; на правой стороне аэродинамического гребня и на нижней панели между
шпангоутами Л? 29-31. Несколько отверстий диаметром 5 мм расположены за
шпангоутом И? 36 по два за каждой жесткостью хвостового кока. Через эти
отверстия в обшивке кока сливается топливо, вытекающее из форсажной каме-
ры при расконсервации двигателя на самолете.
Суфлирование центробежного суфлера маслосистемы двигателя произво-
дится через патрубок, который выведен в атмосферу через крышку люка для
осмотра двигателя в зоне шпангоутов Л» 27 и 28. Соединение трубы с крышкой
люка телескопическое, уплотняется резиновым кольцом. В эксплуатации нельзя
допускать негерметичности этого соединении (вследствие неправильной уста-
новки трубы или выхода из строя резинового кольца), так как это приводит
к перегреву в фюзеляже близлежащих элементов и обгоранию изоляции электро-
проводов генератора.
В зоне шпангоутов Л? 25 и 26 установлены два патрубка для отвода га-
зов продувки турбины и из разгрузочных полостей двигателя. Патрубки закреп-
лены на контейнере керосинового бака с правой и левой сторон фюзеляжа.
4. ВЫДВИЖНОЙ КОНУС ВОЗДУХОЗАБОРНИКА
Выдвижной конус воздухозаборника установлен для получения максималь-
ной тяги и устойчивой работы двигателя на всех режимах полета, а также
уменьшения сопротивления самолета при полетах на больших числах М.
Система управления конусом - электрогидравлическая, обеспечивает
три положения конуса: "УБОРКА" (убранное положение), "И=1,5" (первое вы-
пущенное положение) и "М=1,9" (второе выпущенное положение).
Система управления конусом (рис.22) состоит из двух датчиков числа
М: МР-1,5 и КР-1,9Т (26) с искрогасительными блоками, реле управления вы-
пуском (уборкой) конуса в первое выпущенное положение 16 и во второе 18,
двух электрогидравлических кранов ГА-185У - первого выпущенного положения
41
II.IMII P, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМ0Л1 ТНЫ1 ( ИСТ1 МЫ
2Т и второго выпущенного положения 33, двух распределительных клапанов
(гидрозамков) 20 и трехпозииионного цилиндра 30 выпуска и уборки конуса.
Ручное управление конусом осуществляется только из передней кабины.
Для этого установлены:
-	переключатель 2ППГ-15К (7) с надписью "АВТОМАТ.-РУЧНОЕ",служащий для
переключения управления конусом с автоматического на ручное, установлен на
левом пульте в передней кабине;
-	переключатель (^2) ручного управления конусом, служащий для установки
конуса в убранное и выпущенное положение.Переключатель имеет три положения:
“УБОРКА11, "1,5" и "1,9”. Он установлен на левом пульте в передней кабине.
До числа М менее 1,5 конус 29 находится в убранном положении, в кон-
цевом микровыключателе 23 разомкнуты контакты 3-4 и световые сигналы "КОНУС
ВЫПУЩЕН" на щитках .сигнализации Т-4У2 в передней и задней кабинах не горят.
Автоматическая система управления конусом работает следующим обра-
зом: при достижении скорости полета самолета, соответствующей М=1,5 и
более, срабатывает датчик 27. Электрический ток через него подается на
включение обмотки реле 16. Реле срабатывает и через его замкнутые контак-
ты 8-9 проходит ток на клемму 2 гидроэлектрокрана 21.
Кран 21 подает давление через распределительный клапан (гидрозамок)
в трехпозиционный цилиндр 30, и конус выдвигается в первое выпущенное по-
ложение, при этом в концевом выключателе 23 замыкаются контакты 3-4, а в
передней и задней кабинах на табло Т-4У2 загораются световые сигналы "КО-
НУС ВЫПУЩЕН". Кран 33 при этом находится под током: ток подается на клем-
му 3 крана через контакты 5-4 реле 18.
Чтобы обеспечить устойчивость режимов работы воздухозаборника,систе-
ма управления конусом сблокирована с рычагом управления двигателем и не
позволяет при выпущенном конусе (скорость полета соответствует числу
Ы -1,5) убрать рычаг за положение 97% "МАКСИдШ" на себя от упора "МАКСИ-
ЫАЛ" до упора "СТОП".
Осуществляется это следующим образом: при полете на скоростях, со-
отвествующих 11=1,5 и более, в датчике 27 контакты А, Б замкнуты. При этом
ток поступает на обмотку реле 16, через контакты 2-3 которого подается
электрический ток на электромагнит ЭЫ0-2/2Т, установленный на секторе газа
в передней кабине. Электромагнит 17 с помощью системы тяг выдвигает спе-
циальный упор I по числу W, который препятствует уборйе РУД за положение
97% "ЫАКСИМАЛ"а.
При уменьшении скорости до М менее 1,5 в выключенном реле 16 замы-
каются контакты 2-1 и упор по числу М силой электромагнита ЭЫ0-2/2Туби-
раете я.
Упор по числу М можно убрать и вручную, нажав на РУДе в передней ка-
бине кнопку красного цвета.
В случае дальнейшего разгона самолета, при достижении чисел 11=1,9 и
более, срабатывает датчик МР-Т.9Т (26), что приводит к включению обмотки
реле 18, через контакты 5-6 которого поступает электрический ток на клемму
42

Слив
Давление
Злектроп тение
1-упор по числу К на секторе газе передней кабины; 2-АЗС "КОНУС,
СТВОРКИ ГЕРЕП..БЛОК,СЕКТ.ГАЗА"; 3-световой сигнал "КОНУС ВЫПУШЕН"
на табло Т-4У2 (в вредней кабине); 4-кнопка контроля ламп (в пе-
редней кабине); 5-световой сигнал "КОНУС ВЫЛУЩЕН" на табло Т-4У2
(в задней кабине ; 6-кнопка контроля ламп (в задней кабине);
7-переключатель "АВТОЫАТ-РУЧНОЕ" (в передней кабине); 8-ручка уп-
равления самолетом в передней кабине; 9-ручка управления самоле-
том в задней кабине; 10-пв| включатель "ОТКРЫТЫ", "АВТОМАТ", "ЗАК-
РЫТЫ" управления противопомпажными створками (в передней кабине);
11-реле ТКЕ16ОД1У контроля исправности ламп на табло Т-4У2; 12-пе-
реключатель ручного управления конусом (в передней кабине); 13-ре-
ле ТКЕ22ЦЦТ открытия створок перепуска; 14-концевой выключатель
открытия створок перепуска по стабилизатору; 15-стабилиэатор; 16-ре
ле ТКЕ54ЦЦ1У управления конусом и створка» перепуска по числу М
первого положения конуса; 17-электромагнит ЗЮ-2/2Т на секторе га-
за в передней кабине; 18-реле ТКВ54ЩЦУ управления конусом по чис-
лу И второго положения конуса; 19-противопомпажные створки; 20-рас-
пределительный клапан (гидрозамок) управления конусом; 21-гидро-
электрокран ГА-185У первого ощущенного положения конуса; 22-гид-
роцилиндр; 23-микровыключатель сигнализации выпущенного положения
конуса; 24-дроссельные пакеты; 25-юбратный клапан; 26-датчик
МР-1.9Т; 27-датчик МР-1,5; 28-кнопка имитации срабатывания датчи-
ка МР-1,5; 29-конус воздухозаборника; 30-трехпоэиционный гидроци-
ливдр управления конусом; 31-поворотное соединение; 32-гидроцилинг.р
обдува блока радиостанций; 33-гидроэлектрокран ГА-185У второго вы-
пущенного положения конуса; 34-гидроэлектрокран ГА-184У управления
противопомпажнымж створками.
жяыиж створками  блокировки ИД по «телу К
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. С ШОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
2 гидроэлектрокрана 33 (точность срабатывания МР-1,9Т на Н=13км±0,04).
Кран 33 подает давление жидкости через гидрозамок 20 в соответствующую
полость трехпозиционного цилиндра 30, и конус выдвигается во второе выпу-
щенное положение. При этом кран 21 остается в том положении, в котором он
был при выпуске конуса в первое положение.
При уменьшении скорости полета система срабатывает в обратном поряд-
ке. С уменьшением скорости до М менее 1,9 выключается датчик 26 второго вы-
пущенного положения конуса, в реле 18 замкнутся контакты 4-5, ток поступит
на клемму крана 33, который переключится на уборку конуса, в результате
чего конус уберется в первое выпущенное положение.
При дальнейшем уменьшении скорости полета до М менее 1,5 выключится
датчик 27 первого выпущенного положения конуса, в реле -6 замкнутся контак-
ты 8-7, гидроэлектрокран 21 переключится на полную уборку конуса и световые
сигналы выпущенного положения конуса в передней и задней кабинах погаснут.
В случае отказа основной гидросистемы, все четыре магистрали (две
нагнетающие и две сливные) трехпозиционного цилиндра перекроются гидрозам-
ками 20 и конус остается в том положении, в котором произошел отказ гидро-
системы.
Ручное управление конусом установлено на случай выхода из строя ав-
томатики, для чего переключатель 7 на левом пульте в передней кабине уста-
навливается в положение "РУЧНОЕ", а выпуск и уборка конуса производится с
помощью переключателя 12, который имеет три положения: "УБОРКА", "ВЫПУСК
1,5", "ВЫПУСК 1,9". При установке вручную переключателя т2 в требуемое
положение электрический ток подается на краны 21 и 33 и конус занимает
соответствующее положение.
5. ФЮЗЕЛЯЖНЫЕ СТВОРКИ
Противопомпажные створки
Для обеспечения устойчивой работы воздухозаборника при выключении
форсажа и дросселирования двигателя при установке РУД на упор блокировки
по числу И или при полете с большими углами атаки при скоростях полета,со-
ответствующих числам М 2 1,5, применены управляемые противопомпажные створ-
ки. Устойчивость течения в воздухозаборнике определяется многими факторами
и в первую очередь состоянием пограничного слоя на конусе и системой скач-
ков уплотнения на конусе, т.е. их расположением относительно друг друга и
относительно плоскости входа в воздухозаборник. При фиксированном положе-
нии конуса снижение расхода воздуха через воздухозаборник,при условии сох-
ранения устойчивого течения в нем,возможно только до некоторого значения,
ниже которого течение становится неустойчивым.
Наступает помпаж воздухозаборника, т.е. периодическое разрушение
и восстановление системы косых скачков уплотнения на поверхности конуса и
опоржнение и наполнение воздухом канала, сопровождающиеся выбиванием за-
43
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
мыкающегося прямого скачка уплотнения далеко вперед относительно плоскости
входа и последующим пррглатыванием его далеко внутрь канала. Одной из при-
чин возникновения помпажа при уменьшении расхода воздуха является отрыв
пограничного слоя на поверхности конуса в результате его взаимодействия с
выбитым относительно плоскости входа замыкающим скачком уплотнения.
При углах атаки пограничный слой на подветренной стороне конуса утол-
щается за счет перетекания и его склонность к отрыву увеличится. Поэтому с
увеличением углов атаки помпах воздухозаборника возникает при меньиих сте-
пенях дросселирования по расходу вовдуха. Кроме того, при увеличении углов
атаки растут потери полного давления в воздухозаборнике, что также смещает
точку начала возникновения помпажа воздухозаборника в сторону больших при-
веденных расходов воздуха.
Противопомпажный запас воздухозаборника по расходу воздуха выбран из
условия обеспечения максимальной тяги силовой установки при работе двигателя
на максимальных оборотах (на форсаже) и полет„• самолета в некотором ос-
новном диапазоне углов атаки, когда угол атаки воздухозаборника близок к
расчетному. При этом,при выключении форсажа, дроссежировании оборотов дви-
гателя и полете при больших углах атаки этот запас оказывается недостаточ-
ным для обеспечения беспомтайней работы воздухозаборника. В этих условиях
противопомпажные створки, перепуская часть воздуха из канала в атмосферу,
увеличивают расход воздуха через воздухозаборник и предотвращают возникно-
вение помпажа.
Створки расположены в передней части воздухозаборного канала с пра-
вой и левой сторон в носовой части фюзеляжа между шпангоутами 2 и 3.
Система управления нротивопомпажными створками состоит из гидроци-
линдров 22, гидроэлектрокрана ГА-184У (34), управляющего подачей давления
в соответствующую полость гидропилиндров и одновременно сообщающего другую
полость со сливом, микровыключателя 14 блокировки открытия створок по углу
отклонения стабилизатора и реле 13 блокировки открытия створок при выключе-
нии форсажа.
Открытие и закрытие противопомпажных створок в полете производится
автоматически или вручную в зависимости от положения переклотателя 10, ус-
тановленного в передней кабине на левом пульте. Переключатель имеет три по-
ложения: "АВТСЫАТ", "ОТКРЫТЫ", "ЗАКРЫТЫ".
При положении переключателя "АВТОМАТ" открытие и закрытие створок
производится автоматически. При этом до скоростей полета, соответствующих
числу К менее 1,5 створки всегда закрыты.
Автоматическое открытие створок перепуска производится при числе
М 1,5 в следующих случаях:
-	на форсаже, при отклонении стабилизатора на угол =* 20° (носок вниз);
-	при выключении форсажа.
Блокировка по стабилизатооу осуществляется микровыключателем Д-703
(14), установленным на шпангоуте > 28 (в гроте) и связанным с тягой управ-
ления стабилизатором. Блокировка по форсажу осуществляется реле 13, которое
44
ПЛЛНГР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, С/ЧМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
срабатывает при выключении форсажного режима по сигналу, п ступающему ив
КА«-ТЗД.
Подача питания на них сблокирована с датчиком числа U системы управ-
ления выдвижным конусом. В полетах на скоростях, меньших числа М=1»5, дат-
чик МВ-1,5 обесточивает реле Тб, которое снимает питание с клеимы 3 микро-
выключателя 14 и клеммы 2. реле 13, и створки остаются закрытыми независимо
от положения стабилизатора и режимов работы двигателя.
В полетах на скоростях, больших числа М=7,5 при выключении форсажного
режима или отклонении носка стабилизатора вниз на угол больше 20°, микро-
выключатель 14 подает ток на клемму 2 крана ГА-Т84У (34), который срабаты-
вает. Гидросмесь из основной гидросистемы поступает в гидропилиндры ство-
рок, и створки перепуска открываются.
Ручное управление створками осуществляется установкой переключателя
10 в положение "ОТКРЫТЫ" или "ЗАКН4ТЫ". В этом случае ток на клемму 2 кра-
на 34 подается не через микровыключатель 14, а непосредственно от переклю-
чателя 10, в остальном порядок открытия створок остается тем же, что и при
автоматическом управлении.
Створки дополнительного забора воздуха
на взлете
Створки дополнительного забора воздуха в двигатель сделаны для
уменьшения разрежения в воздухозаборном канале и увеличения тяги двигателя
при работе на земле и на взлете.
Створки неуправляемые, закреплены на шпангоуте И? 9 на шарнирах, по
одной с правой и с левой сторон фюзеляжа и открываются во внутрь воздухо-
заборного канала, вследствие разности давлений в канале и атмосферного.
При работе двигателя на земле и на взлете в воздухозаборном канале
создается разрежение, благодаря которому створки открываются и обеспечи-
вают дополнительное поступление воздуха в канал.
Дополнительный воздух уменьшает разрежение в канале и увеличивает
тягу двигателя, вследствие увеличения расхода воздуха через двигатель. В
полете с возрастанием скоростного напора, когда в канале создается давление,
превышающее атмосферное, створки под действием этого избыточного давления
закрываются.
6. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Топливная система самолета обеспечивает питание двигателя топливом
на всех высотах и режимах полета.
Принципиальная схема топливной системы показана на рис.23, монтажная
схема на рис.24.
Система состоит из:
45
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САУ.ЭЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
-	вести фюзеляжных топливных баков It I, 2, 3, 4, 5, 6 расположенных в
головной части фюзеляжа, за кабинным отсеком от шпангоута № 14 до шпангоу-
та fe 28;
-	четырех крыльевых топливных отсеков - двух передних и двух задних,
отсеки - металлические с герметической клепкой;
-	подвесного сбрасываемого в полете бака, установленного под фюзеляжем;
-	топливных насосов 495Б, установленных в баках В 3 и ч. Насос бака N" 4
перекачивает топливо из задней группы баков в расходный нижний бак № 3. На-
сос расходного бака fr 3 подает топливо к подкачивающему насосу двигателя;
-	дренажных трубопроводов, трубопроводов для заправки баков топливом
и трубопроводов подлавливания баков воздухом от компрессора двигателя.Под-
лавливание предназначено для выдавливания топлива воздухом из крыльевых
отсеков  подвесного бака, а также для обеспечения устойчивой работы насо-
сов на больших высотах;
-	трубопровода командного давления со специЕтьным, поплавковым и дре-
нажным клапанами, предназначенными для автоматического управления выработ-
кой топлива из баков в заданной последовательности, обеспечивающей требуе-
мую центровку самолета в полете;
-	системы контроля выреботки топлива и работы насосов;
-	системы кислородной подпитки двигателя, которая обеспечивает запуск
двигателя на больших высотах;
-	отсека отрицательных перегрузок, обеспечивающего работу двигателя в
полете с отрицательной перегрузкой на максимальном режиме длительностью
не более 15 сек и на форсажном режиме длительностью не более 5 сек.
Заправка топливом фюзеляжных баков и крыльевых отсеков производится
через одну общую (исключая подвесной бак) заливную горловину, расположен-
ную на баке № I.
Заполнение топливом фюзеляжных баков I? 2, 4 и 5 происходит по спе-
циальным патрубкам, соединяющим эти баки с баком » I. Бак № 3 заполняется
по трубопроводу, соединяющему его ' баками * 2 и 4 внизу. Бак № 6 заполня-
ется по трубопроводу, соединяющему его с баком ► 5.
Бри заполнении фюзеляжных баков топливом воздух выходит по дренаж-
ному трубопроводу, соединяющему баки с баком Я» I. Крыльевые отсеки запол-
няются топливом через специальные заливные трубы, соединяющие передние
крыльевые отсеки с баком № 2. Трубы во втором баке подняты вверх с тем,
чтобы устранить возможность перетекания топлива из второго бака в крылье-
вые после выработки топлива из последних. Задние крыльевые отсеки запол-
няются по трубопроводу, соединяющему их с передними крыльевыми отсеками.
Из крыльевых отсеков (при заполнении их топливом) воздух выходит
по трубопроводу через дренажные клапаны в бак № I  далее через заливную
горловину в атмосферу. Дренажный клапан передних отсеков сообщает топлив-
ные отсеки с атмосферой только при отсутствии давления за насосами баков
I 3 л *. Пр* включении насосов дренажный клапан закрывается от давления,
создаваемого насосами.
Дренажный клапан задних крыльевых отсеков работает так хе от ко-
46
Риг. 23. Принципиальная схема топливной системы
I - дренанный клапан передних крыльевых баков; 2 - дроссели $ 0,7мм; 3 - защитные сетки; 4 - поплавковый клапан; !
дохранительный клапан Р=0,19 - 0.22КГ/СМ2 /над Р основных баков/; 8- воздухозаборник; 9 - обратный клапан; ID - ci
12 - дроссель $20; 13 - сигнализатор давления СД-3; 14 - перекачивающий насос 495Б задней группы баков; 15 - Дроссе
19- предохоанительные клапаны Р=0,21-0,23кг/см2; 20 - обратный клапан с дроссельным отв. $ Змы; 21- дроссельное о'
24 -датчик расходомера РТСУД-20; 25 - перекрывной кран; 26 - обратный клапан с дроссельным отверстием $ 2мм; 27 -
30 - фильтр; 31 - спецклапан; 32 - защитная сетка с дроссельным отв. 0,7мм; 33 - горловина для откачки топлива; У
сель 7мм; 38 - обратнее клапаны с фильтром.
Условные обозначения
EZZZ-D ГПоплибопробод
г	—। Дренирование иподдаблибаниР
t. . —г=э фюзелялсньос и азыльебыз аллё
акваа командное давление
шзсжз Поддаблиёание пачесного data
______^.SbipaBomKa
1ная схема топливной системы
ные сетки; 4 - поплавковый клапан; 5 - дренажный клапан задних крыльевых баков; 6 - заливная горловина; 7 - пре-
борник; 9 - обратный клапан; 10 - сигнализатор аварийного остатка топлива; II - отсек отрицательных перегрузок;
95Б задьей группы балов; 15 - дроссель fl 0,8мм; 16 - слив конденсата; 17 - дэоссель 0 2мы; 18- обратный клапан;
льным отв. fl Змм; 21- дроссельное отверстие 0 Змм; 22 - сливной кран; 23 - поедохрвнительный клагвн Р=0,81-0,83кг/см^;
дроссельным отверстием fl 2мм; 27 - отстойник; 28 - подкачивающий насос 495Б; 29 - сигнализатор давления СДУЗ-0,35;
- горловина для откачки топлива; 34 - сливная пробка с фильтром; 35 - вакуум-клапан; 35 - сливные пробки; 37 - дрос-

бок
-гэ гг г<
<?4
32
Передний крыльеВой бак1
Рис. 24. Монтажная схема топливной
системы
,1-дренахный клапан передних крыльевых отсе-
ков; 2-поллавковый клапан; 3-дренаяный клапан
задних крыльевых отсеков; 4-атуцер замера давления
в крыльевых баках; 5-обтекатель; ь-заливная гооловина
тчпливной системы; 7-переходные патрубки; 8-быстрооазъ-
емные хомуты; 9-коробка предохрчннтельныхрклапанов оттари-
рованньх на перепад давления О,19-О,22кг/см(над Р основных
баков); 10-заборник воздуха; II-обратныИ клапан с дренажным•от-
верстием 03мм: 12-предохранительнке клапаны на перепад>давленйя
0,21-0,23 кг/см2; 13-топливоотстойник; 14-дроссельное отверстие
03мм; 15-сливнсй кран топливной системы; 16-Оыстроразъемный хомут;
17-обратпый клапан; 18-дроссельное отверстие 03мы (в тройнике ); 19-
проходник; 20-датчлк расходомера топливной системы; 21-дроссельное от-
верстие 02ни/в тройнике/; 22-оигнализатор давления СДУ-3-0,35 подвесного
бака; 25-коробка предохранительных клапанов подвесного бака,оттарирогэнных
на перепад давления 0,78-0,83кг/см<-; 24-сливная воронка; 25-перекачиваюсий на-
сос 495Б Ш группы баков; 26-обратный клапан командного давления с дренажным отвер-
стием; 27-обратный клапан крыльевых оаков; 28-дроссельное отверстие 02мм; 29-трои-
ник; 30-сигнализатор аварийнее остатка топлива СУ6-8; 31-обратный клапан с дроосе-
1	- о • лем 020мм; 52-обратный клапан подвесного бака: 33-заливная горловина подвесного ба-
ваднии крыльевой ка; 34-обратный клапан командного давления; 35-перекрывной кран топливной системы;
ос'*'	36-сигнализатор давления СД-3 насоса 4-го бака; 37-обратный клапан командного дав-
ления; 38-сигнализатор давлен чя насоса 3-го бака; 39-тройник с обратными клапанами
с защитными сетками; 40-горло ина для откачки топлива из подвесного бака; 41-обрат-
ный клапан; 42-защитная сетка спецклапана с дроссельным отверстием 00,7мм; 43-спец-
клапан; 44-подкачивающий насое 495Б расходной группы баков.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
мандного давления, как и дренажный клапан передних крыльевых отсеков.
Однако, при работе системы появление в нем "командного" давления опреде-
ляется положением поплавка в баке И? I.
Заправка топливом подвесного бака производится через заливную горло-
вину на баке, расположенную на заднем отсеке. Выход воздуха из переднего
отсека подвесного бака при его заполнении происходит через трубку, соеди-
няющую передний отсек с заливной горловиной.
Выработка топлива из бака
По порядку выработки топлива баки делятся на три основные группы,
а именно:
а)	I группа - бак № т, передние крыльевые отсеки (правый и левый) и
задние крыльевые отсеки (правый и левый);
б)	П группа (расходная, из которой осуществляется подача топлива в
двигатель) - бак й 2 и бак te 3 (верхняя и нижняя части), соединенные как
сообщающиеся сосуды трубопроводом с обратным клапаном, который исключает
перетекание топлива из бака № 3 в бак № 2;
в)	Ш группа - баки № 4, 5, б; перекачка топлива из И группы производит-
ся электронасосом 495Б, который установлен в баке № 4.
Поступление топлива из бака К I в расходную группу происходит са-
мотеком , Перекачка топлива из передних и задних крыльевых отсеков в рас-
ходную группу - путем выдавливания топлива из них воздухом через спецкла-
пан в бак № 2. Воздух для выработки отбирается от компрессора двигателя
и подается в задние крыльевые отсеки, поэтому вырабатываются вначале зад-
ние отсеки, а затем передние отсеки.
Топливо из баков № 5 и 6-по трубопроводу самотеком сливается в бак
№ 4, а далее насосом 495Б перекачивается по трубопроводу непосредственно
в нижнюю часть бака К? 3 (расходного). Для обеспечения четкой работы сигна-
лизатора давления в трубопроводе за насосом установлен дроссель диаметром
20 мм.
В случае отказа насоса 495Б выработка топлива из Ш группы произво-
дится самотеком в бак № 3; при этом обратный клапан, установленный в тру-
бопроводе, исключает обратное перетекание топлива.
При установке под фюзеляжем подвесного бака выработка топлива из
него производится выдавливанием воздуха через спецклапан. Воздух для вы-
работки подводится от компрессора двигателя к заднему отсеку подвесного
бака; поэтому в первую очередь вырабатывается задний отсек, а затем пе-
редний отсек подвесного бака. Для сохранения центровки самолета в опреде-
ленных пределах, по мере выработки топлива, расходование баков происходит
в определенной последовательности.
Порядок наработки топлива (рвс.25) принят следуомжй:
47
ПЛ Mil Р. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛг.ТНЫГ. истгмы
Рис.25. Схема выработки топлива
Т-спецклапан; 2-дренажный клапан; 3-насос бака; 4-насос
бака fr 4; 5-дроссель диаметром 20 мм; 6-обратный клапан.
48
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САЛ10.'1ГТПЫ1 ' 11СТЕМЫ
Выработка топлива с подвесным
баком
I - 30-40 л из бака N- I.
П,Ш - подвесной бак.
1У - 50 л из бака ' I.
У - задние крыльевые отсеки.
У1 - передние крыльевые отсеки.
УП - остаток топлива из бака > I.
УШ - фюзеляжные баки И» 4, 5 и 6.
IX - расходная группа баков (баки N’ 2 и 3).
Выработка топлива без подвесного
бака
I - 80-90 л из бака 'I I.
У - задние крыльевые отсеки.
У1 - передние крыльевые отсеки.
УП - остаток топлива из бака !! I.
УШ - фюзеляжные баки № 4, 5 и 6.
IX - расходная группа баков (баки № 2 и 3).
Топливо подается в двигатель из расходной группы баков (И? 2 и 3) под-
качмвавмим насосом 495Б, установленным в нижней части бака К? 3. Уровень
топлива в баке И? I по мере расходования начинает понижаться и поплавковый
клапан, установлений в баке, следя за уровнем топлива, опускается и вклю-
чает в работу (открывает) спецклапан, установленный на линии от подвесного
бака к баку * 2 (рмс.2в). Начинается выдавливание (выработка) топлива из
подвесного бака, при этом уровень топлива в баке -Г I поддерживается пос-
тоянным.
По окончании выработки подвесного бака уровень в баке ?£ I опускает-
ся ниже и поплавковый клапан 4, перемещаясь дальше вниз, включает в работу
(закрывает) дренажный клапан 17. Это приводит к повышению давления в зад-
них крыльевых отсеках за счет воздуха, поступающего эт компрессора двига-
теля, и топливо начинает выдавливаться из них во второй бак. Подача топли-
ва в бак № 2 производится через спецклапан, остающийся после выработки
подвесного бака открытым.
Псп работе двигателя на режимам с расходом топлива менее 4500 л/час,
при выработке крыльевых отсеков уровень топлива в баке № I также поддер-
живается постоянным. При больижх расходах топлива, когда максимальный темп
49
ПЛАНДР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ . ИСТЕ МЫ
подачи топлива из крыльевых отсеков
топлива двигателем, уровень топлива
на постоянной высоте и одновременно
ходование топлива из бака N’ I.
(около 4500 л/час) меньше потребления
в баке К? I уже не может поддерживаться
с крыльевыми отсеками происходит рас-
Рис. 26. Схема работы спепклапана и дренажных клапанов топливной
системы
I-шток; 2-шариковый клапан; 5-защитная сетка; 4-поплавковый клапан;
5-заглушка; 6-пружина; 7-дренажный клапан передних крыльевых отсе-
ков; 8-мембрана; 9-пружина; 10-поплавок; П-обратный клапан; 12-за-
щитная сетка; т3-шариковый обратный клапан; 14-дроссель диаметром
0,7 мм; 15-спецклапан подвесного и крыльевых баков; 16-тарелка кла-
пана; I7-дренажный клапан задних крыльевых отсеков.
После окончания выработки бака К I начинает вырабатываться Ш группа
баков, топливо из которой подается в бак № 3 перекачивающим насосом 495Б.
Перекачивающий насос включается перед запуском двигателя, но так как
бак I по уровню находится выше В группы, до окончания его выработки рас-
ходование Е группы баков не происходит и топливо до этого момента из Ш груп-
пы баков циркулирует от насоса Ш группы в бак L 3, в I и Ш группу баков.
После выработки топлива из Ш группы происходит выработка топлива из
сасходной (баки И‘ 2 и 3) группы баков.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Уровни топлива в баке И I, соответствующие срабаты-
ванию клапанов:
Ш - выработка подвесного бака (штуцер "За” поплавкового клапана
закрыт, а спепклапан открыт), П - выработка крыльевых тсеков (штуцеры
"За" и "26" поплавкового клапана закрыты, спепклапан открыт, дренажный
клапан задних крыльевых отсеков закрыт), 1 - не задействован (штупер "1в"
поплавкового клапана заглушен).
В связи с тем, что выработка топлива из крыльевых отсеков происходит
через специальный клапан выработка топлива из подвесного бака, в трубопрово-
де на линии выработки из подвесного бака установлен обратный клапан,который
исключает перетекание топлива 'в подвесной бак. Чтобы исключить перетекание
топлива из правых крыльевых отсеков в левые и наоборот, а также для исклю-
чения выдавливания топлива из подвесного бака в крыльевые отсеки, в трубо-
проводе выработки их установлены обратные клапаны с защитными сетками. Для
исключения перетекания топлива из баков № 2, 4, 5 в бак К. I при отрицатель-
ных перегрузках в патрубках, соединяющих бак N’ I с баками N? 2, 4, 5 уста-
новлены обратные клапаны.
Слив отстоя (конденсата) топлива производится через сливные краны,
установленные в нижних точках топливн й системы, т.е. на насосах баков N? 3
и 4, на плите отсека отрицательных перегрузок и на трубопроводе бака ч- 4.
Контроль за выработкой топлива осуществляется по указателям (в каж-
дой кабине) оасходомера и сигнальным лампам подвесного бака и Ш группы ба-
ков. Датчик расходомера установлен в нагнетающей магистрали перед входом
топлива в двигатель и измеряет количество топлива в литрах, поступившее в
двигатель.
После заправки системы топливом, стрелка на указателе расходомера
вручную устанавливается на залитое количество топлива, а по мере выработки
его стрелка перемещается к нулю и таким образом летчик может следить за
статном топлива в системе. Сигнальные лампы подвесного бака и Ш группы
баков при наличии давления в соответствующих линиях не горят, а при па-
дении давления, что свидетельствует об окончании выработки топлива из ба-
ков, загораются, давая таким образом летчикам сигнал об израсходовании топ-
лива из данной группы баков.
Во избежание выхода из строк перекачивающего насоса Ш группы после
загорания лампы этой группы насос необходимо выключить.
Сигнализатор давления, установленный за насосом 495Б бака 3, дает
сигнал в переднюю и заднюю кабины о наличии давления топлива на входе в
двигатель и таким обоазом позволяет контролировать работу подкачивающего
насоса. Все сигнализаторы подключены к магистрали своими полостями дина-
мического напора; статические камеры включены через отстойник ("колокол")
к основной дренажной системе. Отстойник при этом исключает возможность
'тпсникновения керосина в статические камсгы сигнализаторе?.
П.1А1Н Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. CASIO.H ГЧЬП ИСТ1 МЫ
Кроме указанных элементов, в баке >> 3 установлен поплавковый сиг-
нализатор аварийного остатка, срабатывающий при остатке топлива в расход-
ной группе примерно 500 л.
Система дренажа и наддува топливных баков
Для обеспечения нормальной работы топливной системы, особенно на
больших высотах, в топливных баках поддерживается постоянное избыточное
О
давление 0,21-0,23 кг/см . Обеспечение этого давления, а также дренирова-
ние всех баков осуществляется специальной дренажной системой баков и над-
дувом их воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. В дренажную систе-
му входят также системы наддува крыльевых и подвесного баков.
Основная дренажная система полузакрытого типа сообщается с атмосфе-
рой через обратный клапан (с пружиной), заборник скоростного напора и пре-
дохранительные клапаны. Воздух от двигателя вводится в дренажный трубопро-
вод через дроссельное отверстие диаметром 3 мм. Поддержание постоянной
величины избыточного давления обеспечивается тремя пружинными предохра-
нительными клапанами. При длительном пикировании с задросселированным дви-
гателем выравнивание давления в баках с атмосферным происходит вследствие
подачи воздуха в баки через заборник скоростного напора.
Система наддува крыльевых и подвесного баков выполнена также с по-
дачей в них воздуха от компрессора двигателя через дроссельные отверстия,
а поддержание определенной величины подлавливания обеспечивается предохра-
нительными клапанами. Предохранительные клапаны подвесного бака регули-
руются на поддержание избыточного давления 0,78-0,83 кг/см^ и воздух сбра-
сывается через них в атмосферу.
Для исключения разрежения в подвесном баке при пикировании самолета
с задросселированным двигателем с больших высот, на трубопроводе подлавли-
вания (на пилоне бака) установлен ваккум-клапан, который открывается при
появлении в подвесном баке разрежения 0,03 кг/см^. Кдапаны крыльевых от-
секов отрегулированы на величину избыточного давления 0^19-0,21 кг/см^.
Воздух из крыльевых отсеков сбрасывается в основную дренажную сис-
тему, поэтому указанная величина подлавливания и есть та разность давле-
ния, под действием которой происходит выработка топлива из крыльевых от-
секов. При открытом дренажном клапане задних крыльевых отсеков весь воздух,
поступающий в систему подлавливания крыльевых отсеков, беспрепятственно
выходит в основную дренажную систему и в крыльевых отсеках дополнительного
подлавливания не создается,
Воздух на подлавливание в крыльевые отсеки подается по трубопроводу
через дроссель диаметром 2 мм в штуцеры на задних крыльевых отсеках, в ко-
торых также установлены дроссели диаметром 7 мм. Дренажная система баков
обеспечивает также нормальное дренирование всех баков при заправке системы
через одну заливную горловину.
52
ПЛ XHFP, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛУТПЫГ ИСТИЦЫ
Конструкция топливных баков
Фюзеляжные топливные баки имеют различную конструкцию и материал.
Бак ft I из материала АЙГВ, сварной. Баки fe 2,3,4,5 и 6 - мягкие, с внут-
ренним резиновым слоем и наружным защитным резинотканевым.
Бак fl? I расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 14 и
25 за кабинным отсеком. Его внешняя часть выполнена по контуру гаргрота.
Обшивка бака подкреплена поперечными диафрагмами, присоединенными
роликовой и дуговой сваркой. Бак крепится к фюзеляжу в четырех точках и
имеет два упора. Передний узел крепления на баке и упор выполнены как один
узел крепления, как справа, так и слева.
Второй узел выполнен раздельно для правой и левой сторон. Узлы креп-
ления на баке и фюзеляже соединены серьгой, дающей возможность продольного
перемещения. Задний узел выполнен раздельно для правой и левой сторон и поз-
воляет баку свободно перемещаться в продольном направлении, одновременно
предохраняя от поперечных перемещений, что исключает коробление бака при тем-
пературных деформациях.
На баке имеются поплавковый и дренажный клапаны, штуцеры дренажа всех
баков, а также пять патрубков для соединения с баками № 2,3,4,5. В верхней
части бака расположена заливная горловина, ~.рез которую производится заправ-
ка топливом всех фюзеляжных баков и крыльевых отсеков.
Еак Ki 2 расположен в контейнере между шпангоутами К3 14 и 16 вокруг ка-
нала воздухозаборника, в поперечном сечении имеет форму полукольца. Монтаж
бака производится через верхние фюзеляжные люки, его крепление осуществляется
штырями к фюзеляжу.
Нижние части бака соединены меаду собой и с расходным баком К? 3 трубо-
проводом с обратным клапаном, через который происходит заправка бака fe 3 и
выработка топлива из бака
Еак № 2 в верхней части сообщен с баком № I через патрубки с обратными
клапанами, исключающими перетекание топлива из бака 16 2 в бак L I. В верхней
части на баке установлен дренажный штуцер, в нижней части - два мягких штуце-
ра для соединения с баком IS 3, на левом и правом бортах - фланцы для соедине-
ния с крыльевым отсеком.
Бак № 3 - расходный, расположен между шпангоутами К? 16 и 20, и состоит
из двух частей: верхней, находящейся над воздухозаборным каналом, и нижней,
находящейся под ним.
Верхняя и нижняя части Oa.^a соединены между собой двумя трубами, прохо-
дящими по левой и правой нишам колес шасси. Соединительные трубы в нижней час-
ти бака проходят до нижнего днища для предотвращения перетекания топлива из
нижней части в верхнюю при отрицательных перегрузках.
Верхняя часть бака монтируется через верхний фюзеляжный люк, нижняя
часть - через люк в левой нише колеса. На верхней части бака расположены
фланцы для соединения с баком fe I, для установки поплавкового сигнализато-
53
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ра аварийного остатка топлива и два штуцера под трубопроводы для соединения
с нижней частью бака.
На нижней части бака имеются мягкие штуцеры для дренажа и соедине-
ния с верхней частью бака К? 3, баком № 4 и баком № 2. Кроме того, из бака
№ 2 подведен трубопровод с обратным клапаном, установлен клапан отрица-
тельных перегрузок (рис.27) с насосом 495Б, подающим топливо в дви-
гатель.
Бак 6 4 расположен над воздухо-воздушным радиатором между шпангоу-
тами Н? 20 и 22 и имеет в поперечном сечении форму полукольца. Монтаж бака
производится через правый верхний фюзеляжный люк.
С правой стороны в верхней части бака установлен фланец для установ-
ки патрубка, который соединяет бак Я* 4 с накладным баком, и дренажный шту-
цер соединенный с накладным баком. В нижней части бака имеются фланцы для
трубы со сливным краном, соединяющей обе половины бака и два мягких штуце-
ра соединяющие с баком N0 5.
Баки К? 4, 5 и 6 в нижней части соединены между собой трубопроводом,
как сообщающиеся сосуды.
Снизу в левой части бака К1 4 установлен насос 495Б для перекачки
топлива из Ш группы баков в расходный бак.
Бак Р 5 расположен между шпангоутами If? 22 и 25 над передней частью
двигателя и разделен силовой балкой крепления двигателя на две половины.
Монтаж баков производится через верхние фюзеляжные люки.
В верхних частях бака имеются два мягких штуцера для дренажа и
один фланец для соединения с баком И? I, а в нижних - четыре фланца для сое-
динения с баками Я» 4 и 6. Бак б между шпангоутами Я? 25 и 28 по конструк-
ции аналогичен баку № 5. Монтируется также через верхние люки фюзеляжа,
имеет два фланца для соединения с баком I? 5.
В верхних частях бака имеются два мягких штуцера длн дренажа. Обе
половины бака в нижней части соединены с баком № 5 трубопроводами.
Крепление всех фюзеляжных мягких баков к контейнеру осуществляется
штырями, привулканизированными к оболочке баков. Штырь свободно проходит
через отверстие в контейнере и крепится при помощи гайки с шайбой. Фланцы
баков крепятся при помощи лирок.
Передние крыльевые отсеки расположены в носках корневой части правой
и левой консолей крыла и представляют собой герметичные отсеки в конструк-
ции крыла (см.гл.7). По нервюре Я? I баки имеют по три штуцера для соедине-
ния с основной топливной системой, один для подачи топлива в бак, второй
для дренажа и третий для забора топлива из бака. В нижней плоскости каждо-
го отсека имеются сливные пробки.
Задние крыльевые отсеки расположены в средней части крыла и имеют в
бортовой нервюре штуцеры для подвода подлавливания и в нижней части - слив-
ные пробки.
'.л
л
Перевернутый полет
Нормальный полет
Рис.27. Отсек отрицательных пеоегрузок
1—корпус клапана; 2—топливный бак Lm 3; 3-переходник; 4—клапан; 5-груз; 6—тяга; 7—уплотнительное
кольцо; 8-агрогат 495Б; 9-трубка сальника.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САЛ1ОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПТ М1ЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Подвесной бак
Подвесной бак (рис.28) дуралюминевый, сварной, имеет цилиндрическую
форму с конусными законцовками сварной конструкции с несущей обшивкой. Бак
подвешивается на пилоне под фюзеляжем на балочном держателе БДЗ-56Е и, в
случае необходимости, может быть сброшен в полете. Для принудительного от-
талкивания бака от пилона при его сбросе применяется пиросистема, смонти-
рованная в пилоне.
Бак состоит из трех частей - передней, средней (основной) и задней,
сваренных между собой аргоно-дуговой сваркой. Передняя часть бака является
конусной законповкой. На средней цилиндрической части бака, с тремя внут-
ренними перегородками, расположены силовые упоры - передний 4 и задний 8,
рым-болт 6 для подвески бака на замок БЛЗ-56Е, штуцеры подлавливания и
выработки, а также горловина 15 для откачки топлива из бака топливо-зап-
равщиком на земле.
Передний упор 4 удерживает бак от перемещений в продольном, попе-
речном и вертикальном направлениях, задний упор 8 - от перемещений в по-
перечном направлении и вверх. Рым-болт 6 удерживает бак от перемещений
вниз. Он соединен с передним упором жесткой балкой, на котстэй расположена
втулка 5 под пиротолкатель. Замок крепится к пилону болтами.
Средняя часть заканчивается с одной стороны днищем, служащим герме-
тической перегородкой бака, а с другой стороны силовой перегородкой.
Внутренняя полость бака разделена герметической перегородкой 9 на
два отсека - передний и задний. Задняя часть бака представляет собой ии-
линдрическую законновку, переходящую в конус. Внутри этой законповки имеют-
ся три силовые перегородки. На задней законцовке расположены заливная гор-
ловина II, сливная пробка 14 и пластины стабилизатора.
В передний отсек топливо при заправке поступает из заднего отсека
по патрубку с обратным клапаном 10, установленному в нижней части герме-
тической перегородки.
Для выхода воздуха при заправке из верхней части переднего отсека
подвесного бака в заливную горловину выведена трубка 12, которая после зап-
равки перекрывается крышкой заливной горловины.
Топливо из подвесного бака подается в фюзеляжный бак ’ 2 выдавли-
ванием сжатым воздухом, который забирается от компрессора двигателя. Через
штуцер 7 сжатый воздух подводится в задний отсек. Из него топливо выдавли-
вается в передний отсек по соединительной трубе, которая проходит герме-
тическую перегородку, и по патрубку с обратным клапаном 10, а затем из
переднего отсека через патрубок выработки с фильтром 13 поступает через
спеиклапан в фюзеляжный бак '2.
В трубопроводе, соединяющем подвесной бак с баком № 2, имеются два
обратных клапана, которые дублированы для надежного перекрытия топливной
магистрали из бака 2 при сброшенном подвесном баке. Фильтр патрубка вы-
56
f
Ряс.28. Подвесной бах с пилонов
1-подвесной бак; 2-пилон; 3-штуцер забора топлива; 4-передний упор; 5—втулка пиротолкателя; 6-рым-болт;
7-штуцер подлавливания; 8-задний упор; 9-герметическая перегородка; 10-обратиЛ клапан; 11-эаиивная
горловина; 12-трубка дренажа переднего отсека; 13-сливная пробка с защитной сеткой; 14-сливная пообка
заднего отсека; 15—горловина откачки топлива из бага на земле; 16-трубопровод забора топлива в пилоне;
17-трубопровод подлавливания в пилоне; 18-вакуум-клапан; 19-отверстие под передни i шкворень крепления
пилона; 20-отверстие под задний шкворень пилона; 21-дюк подтодя к □иропистодету; 22-пиротолкатель;
23-шпилька пяротолкатедя; 24—держатель НЛЗ-56Е; 25—оиропхстолет; 26—вилка; 27-пружинньй механизм; 28—
опорный след, ий рычаг; 29-концевой выкиэчате. ь.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
работки прикреплен к сливной пробке* которая установлена на резьбе в нмж-
ней части переднего отсека. При очистке фильтр сникаетея вместе с проб-
кой.
Правильное положение бака, в момент отделения его от пилона и ухода
от самолета, обеспечивается направляющей в переднем упоре.
Горловина 15, с крышкой на резьбе, для опоражнивания бака топливозап-
равщиком, при транспортировке бака используется для деталей пиротолкателя,
которые укладываются в горловину в специальной капсуле. Для быстрого вы-
равнивания давления в баке при пикировании на воздухоподводящей трубе в
пилоне установлен ваккум-клапан 18.
Пилон
Основным силовым элементом конструкции пилона (см.рис.28) является
литая электронная балка. Чтобы придать пилону обтекаемую форму, к литой
балке прикреплены передний и задний обтекатели, изготовленные из листово-
го дуралюминия, подкрепленные диафрагмами. Внутри балки установлен балоч-
ный держатель БДЗ-56Е.
Пилон крепится к фюзеляжу передними и задними шкворнями. Каждый из
них, одним концом прикреплен неподвижно к балке пилона, а вторым высту-
пающим концом - к фюзеляжу.
По контуру пилона между ним и фюзеляжем проложен резиновый профиль.
У переднего обтекателя в нижней части балки пилона в литье имеется
гнездо под передний упор бака, в зоне заднего шкворня прикреплена стальная
накладка под задний упор бака.
Пиросистема принудительного отталкивания бака от пилона состоит из.
пиротолкателя 22, пиропистолета 25 с патроном ПК-ЗМ-1, пружинного механиз-
ма блокировки 27.
Пиропистолет представляет собой стальной цилиндр с выходным штуцером
для пороховых газов. На другой его стороне устанавливается затвор, удер-
живающий пиропатрон и производящий накол капсюлей. Пиропистолет с затвором
укреплен на хомуте в центральной части пилона.
Для подхода к пиропистолету и снаряжения его патроном имеется люк 21,
который закрывается крышкой, откидывающейся на петле вниз. Крышка крепит-
ся тремя быстрозакрывающимися замками.
Пиротолкатель установлен перед рым-болтом подвесного бака (рис.29).
Рым-болт входит во втулку на баке. Втулка на баке и упор пиротолка-
теля I прошпилены шпилькой 2. Кроме того, пиротолкатель с поршнем 4 удержи-
вается срезной шайбой 6, обеспечивающей начальное усилие толкания в
2500 кг; шайба б выполнена из материала АМг-АМ Л1,8.
При сбросе бака, после нажатия на кнопку сброса, срабатывает замок
БДЗ-56Е и опорный следящий рычаг 28, запирающий пружинный механизм, осво-
бождается. Пружинный механизм срабатывает, выдергивая чеку затвора пиро-
пистолета. Боек производит накол капсюлей пиропатрона.
57
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.29. Крепление пиротолкателя подвесного бака
Т-упор пиротолкателя; 2-шпилька; 3-цилиндр; 4-поршень-толка-
тель; 5-накидная гайка; 6-шайба; 7-прижимная гайка; 8-пиро-
толкатель.
Пороховые газы из пиропистолета проходят по соединительному трубо-
проводу в пиротолкатель, поршень которого выдвигается, срезает шайбу 6 и
отталкивает подвесной бак. Срабатывание пиропистолета происходит после от-
крытия замка.
При подвешенном баке горят зеленые сигнальные лампы в передней и зад-
ней кабинах. В передней кабине сигнальная лампа с надписью "Подвеска бака"
установлена на приборной доске, в задней кабине сигнальная лампа размещена
на приборной доске, на табло Т-10У2. После сброса бака лампы сигнализации
гаснут. Для обеспечения сигнализации в нижней части пилона установлен
микровыключатель.
7. АГРЕГАТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Подкачивающий насос 495Б
Агрегат 495Б представляет собой центробежный насос внутрибакового
расположения с приводом от электродвигателя МГП-700Б. Насосы устанавливают-
ся в топливной системе в баках К° 3 и 4 для создания подпора топлива на
входе в топливный насос двигателя (в баке № 3) и для перекачки топлива из
Ш группы баков в расходную.
58
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Электродвигатель насоса крепится к его корпусу и составляет с ним
одно целое. Охлаждение двигателя осуществляется топливом,окружающим кор-
пус электродвигателя.
Электродвигатель - компаундный, четнрехполюсный, имеет следующие
технические данные:
напряжение питания ........................... 27в
потребляемый ток ............................. не более 37а
число оборотов вала ........................... 6I00+50t	об/мин.
Топливо самотеком поступает на центральную часть крыльчатки,которая
при включенном насосе, вращаясь, создает поступательное и вращательное
движение топлива, увеличивая его скорость.
В рабочих каналах крыльчатки под действием центробежных сил проис-
ходит повышение давления топлива. Выходящая из каналов крыльчатки жидкость
попадает в сборник - улитку с открытой цилиндрической спиралью, которая
направляет весь поток жидкости в выходной патрубок (диффузор).являющийся
продолжением спирального сборника.
В улитке и ее выходном патрубке происходит частичное преобразование
кинетической энергии жидкости, выходящей из крыльчатки,в статическое дав-
ление, обуславливающее повышение общего давления, создаваемого насосом. В
корпусе насоса имеются отверстия, равномерно расположенные вокруг централь-
ного отверстия с горловиной. Эти отверстия закрываются обратными клапанами.
В нижней части улитки установлен сливной кран для слива конденсата.
На рис.30 и 3’ показана схема работы и характеристика агрегата
495Б. При неработающем электродвигателе I топливо протекает из бака в
магистраль как через крыльчатку 5, так и через открывающиеся в этом слу-
чае обратные клапаны 3, снижающие гидравлическое сопротивление насоса. Во
время нормальной работы агрегата отверстия вокруг горловины закрываются
обратными клапанами 3, препятствующими утечке топлива обратно в бак.
Спепклапан
Схема работы спепклапана совместно с поплавковым клапаном представ-
лена на рис.26, разрез спепклапана на рис.32.
Управление работой спецклапана осуществляется системой "командного"
давления, которое отбирается от нагнетающей линии двигателя и дублируется
'Т линии перекачки топлива из Ш группы баков в расходную. Для обеспечения
надежной работы агрегатов в линии "командного" давления установлен фильтр.
К полости В спепклапана (рис.32) "командное" давление подводится
через обратный клапан 12, сетчатый фильтр 9 и дроссельное отверстие диа-
метром 0,7 mi? (8). С другой стороны полость В соединена трубопроводом со
штуцером "За" поплавиового клапана (см.рис.26).
Система командного давления рассчитана таким образом, что при откры-
том сливе из полости В (поплавок поднят вверх, выше уровня, на котором
59
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.30. Схема работы подкачивающего насоса 495Б
а-схема движения рабочей жидкости при нормальной работе агрегата;
б-схема движения рабочей жидкости при перетекании ее через нера-
ботающий агрегат.
1-электродвигатель МГП-700Б; 2-перепускная трубка; 3-обратный
клапан; 4-корпус насоса; 5-крыльчатка.
Рис.31. Характеристика изменения давления и силы
тока в зависимости от производительности
агрегата 495Б
необходимо включить соответствующую группу баков) подача топлива через
дроссель 8 такова, что оно сливается через открытый поплавковый клапан в
бак без заметного сопротивления. В этом случае давление в полости В от-
сутствует и спецклапан под действием пружины закрыт. При опускании поп-
лавка в поплавковом клапане шариковым клапаном закрывается сливное от-
60
П1ХНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
верстие и в полости В давление поднимается до величины давления, имеющего-
ся в нагнетающей линии или в линии за насосами бака *' 4.
Это давление, преодолевая силу затяжки пружины 3 спепклапана, откры-
вает его.
Рис.32. Спепклапан
А - из перекачивающей магистрали; Б - в бак И; 2; В - полость
командного давления.
1-корпус; 2-тарелка со штоком; 3-пружина; 4-скользящая шайба;
5-резиновая мембрана; 6-уплотнительные прокладки; 7-зажимной
винт; 8-дроссельное отверстие диаметром 0,7 мм; 9-сетчатый
фильтр; 10-пружина; II-корпус обратного клапана; 12-обратный
шариковый клапан; 13-штуцер; 14-крышка; Т5-винт.
Поплавковый клапан
Схема работы поплавкового клапана описана выше, конструкция его пред-
ставлена на рис.33. В месте подсоединения трубопровода от спепклапана к
тттсерам поплавкового клапана установлены дополнительные фильтры,защишаю-
зЕпиковые клапаны. Эти фильтры в эксплуатации снимать и разбирать зап-
С !
Ок
ПЛАНЕР, СИГОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
решается, так как даже самое незначительное засорение поплавкового клапана
может нарушить нормальную работу топливной системы. Поплавковый клапан
имеет три самостоятельных сливных клапана ЗА, 26, 1в (даны по порядку сра-
батывания), в штупере 1в установлена заглушка, в системе командного давле-
ния он не используется.
Рис.33. Поплавковый клапан
1-рычаг поплавка; 2-плита; 3-корпус; 4-пружина; 5-резиновое
кольцо; 6-гайка; 7-шарик; 8-гайка накидная; 9-кронштейн;
10-плавающий шток; 11-втулка.
Дренажные клапаны
Принцип действия дренажных клапанов аналогичен принципу действия
спепклапана. На самолете установлены два дренажных клапана: один - на ли-
нии дренажа передних крыльевых отсеков (рис.34); другой на линии дренажа
задних крыльевых отсеков (рис.35). Клапан передних крыльевых отсеков,уста-
новленный на шпангоуте И? 14, имеет отличия по конструкторскому выполнению
62
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
корпуса и не имеет сливной линии командного давления, связанной с поплав-
ковым клапаном.
Он закрывается сразу же после включения насосов и открывается при их
выключении. Назначение его - обеспечить дренаж передних крыльевых баков при
заправке системы и перекрыть дренаж передних крыльевых отсеков при работе
системы.
Клапан задних крыльевых отсеков, установленный на плите бака N? I,
управляется поплавковым клапаном, для чего подсоединенная к нему линия
"командного" давления соединена со сливом через штуцер "26" поплавкового
клапана. Клапан выполнен для внутрибакового расположения.
Рис.34. Дренажный клапан передних крыльевых отсеков
I-герметизируощая прокладка; 2-тарелка; 3-крышка; 4-мембрана;
5-пружина; 6-корпус
В отличие от спепклапана дренажный клапан задних отсеков при пе-
рекрытом сливе закрывается, обеспечивая возможность наддува их.
Фильтр командного давления
Для обеспечения нормальной работы автоматики топливной системы в
начале магистрали "командного" давления за насосами бака № 3 и 4 установ-
лен один фильтр. Конструкция фильтра представлена на рис.36.
Фильтрующим элементом служит сетка Л» 004 (ГОСТ 3584-53), дающая тон-
кость фильтрации 40 мк.
Фильтры в спецклапане и на поплавковом клапане имеют металлическую
сетку с размером ячейки 40 мк.
63
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УС1АНОВКА САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рио.35. Дренажный клапан задних крыльевых отсеков
’’-крышка; 2-мембрана; 3-фланец; 4-пружина; 5-корпус
Рис.36. Фильтр командного давления
1-гайка; 2-резиновое кольцо; 3-сетка; 4-каркас; 5-корпус
Предохранительные клапаны
Для поддерживания постоянного избыточного давления в основной дренаж-
ной системе, в системах наддува крыльевых и подвесного баков установлены
предохранительные клапаны. Предохранительный клапан основной дренажной сис-
темы показан на рис.37.
На самолете установлены три таких клапана для обеспечения необходи-
мой пропускной способности даже при выходе одного клапана из строя. Клапа-
ны установлены на дренажном трубопроводе, сброс воздуха производится в

IkiV'-p. СИЛОВАЯ УСТАНОВИЛ, СЛМО’!ГТ'-Ь!Е СИСТЕМЫ
one; иальную чашку, установи .'иную на хвостовой части фюзеляжа и сообщенную
с атмосферой.
Рис.37. Предохранительный клапан
1-крышка; 2-пружина; 3-клапан; 4-корпус; 5-прокладка
Клапаны системы наддува крыльевых отсеков и подвесного бака по конст-
рукции аналогичны и отличаются тарировкой. Установка и тех и других клапа-
нов выполнена в специальной герметической коробке, что позволяет сброс
воздуха из клапанов производить в полость с необходимым для системы про-
тиводавлением. Клапаны для повышения надежности сдублированы - в каждой ко-
еобке установлено по два клапана (рис.38).
Рис.38. Коробка с предохранительными клапанами
'-крышка; 2-коробка; 3-пружина; 4-клапан; 5-корпус клапана;
6-корпус
Перекрывной кран
ПерекрывноЙ кран (рис.39) предназначен для перекрытия магистрали пи-
тания двигателя топливом при демонтажных работах.
Кран проходного типа с фиксированием крайних положений состоит из
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА .САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
корпуса 2, штуцера I, соединенного „• корпусом герметично, клапана 3, ры-
чага 4, пружины 5, которая фиксирует клапан 3 в положении "ОТКРЫТО" или
"ЗАК1УТ0". Рычаг 4, соединенный с клапаном 3, насажен на ось 7,которая вра-
щается поводком 6 управления краном, при атом пружина 5 сжимается,оказывая
сопротивление движению поводка. При переходе через среднее положение направ-
ление усилия пружины меняется, она начинает действовать в сторону движения
клапана и фиксирует его в крайнем положении. Выход оси 7 из внутренней по-
лости крана загерметизирован двумя резиновыми кольцами.
Открытие крана производится только вручную на земле через нижний люк
между шпангоутами № 17 и 18.
После открытия поводок крана контрится проволокой. При монтажных ра-
ботах кран за поводок 6 может быть закрыт и открыт вручную.
По1оЛж показан В положемм
крана . открыта
Рис.39. Перекрывной кран
1-штуцер; 2-корпус; 3-клапан; 4-рычаг; 5-пружина; 6-поводок;
7-ось
Сливной кран
Сливной кран (рис.40) служит для слива топлива из баков и системы,
а также для консервации двигателя. Кран состоит из корпуса 7,приваренного
66
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ .-Ис ГЕУЫ
к трубе подачи топлива 6 в двигатель.
В корпусе 7 ввернут клапан 4 с прокладкой 5 из фторопласта. Гайка I
с привулканизированной на клее резиновой г\ кладкой 3 также ввертывается
в корпус и служит для ограничения хода клапана. К корпусу привари штупер
слива 8, закрытый заглушкой 9.
Кран открывается при вывертывании клапана 4. Для полного открытия
крана требуется вывернуть клапан до упора в гайку I и резиновую прокладку
3, которая является одновременно сальником клапана. Клапан имеет грани под
ключ с зевом 24 мм.
Рис.40. Сливной кран
а-кран закрыт; б-кран открыт.
Т-гайка; 2-уплотнительная прокладка; 3-резиновая прокладка
(сальник); 4-клапан; 5-фторопластовая прокладка; 6-топливо-
провод; 7-корпус крана; 8-штупер слива топлива; 9-заглушка;
10-контровочная проволока
Проходное сечение крана 30 мм. Для слива топлива необходимо снять
заглушку со штуцера слива, повернув ее так, чтобы вывести из прорезей в
заглушке два выступа на штуцере, затем подсоединить наконечник наземного
шланга. Слив топлива производится в соответствии с инструкцией по эксплуа-
тации.
67
ПЛ МП Р. СИ ЛОВАЯ > СТАПОЗК \, С‘.МОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
8. СИСТЕМА КИСЛОРОДНОЙ ПОДПИТКИ ПУСКОВЫХ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЕЙ
ДВИГАТЕЛЯ
Для увеличения надежности запуска двигателя в полете - особенно на
больших высотах - применена система автоматической подпитки кислородом
пусковых воспламенителей основной камеры сгорания двигателя.
Принципиальная схема кислородной подпитки пусковых воспламенителей
двигателя показана на рис.41, монтажная схема показана на рис.42.
Рис.41. Принципиальная схема кислородной г дпитки пусковых
воспламенителей двигателя
Т-тройник с обратным клапаном П175; 2-зарядный штуцер III80;
3-двухлитровый кислородный баллон It-2; 4-электропневмоклапан
694400; 5-манометр ММ-40сТ; 6-редуктор 2I30A; 7-запорннЙ кран
КВ-2МС; 8-манометр MK-I2M
Система кислородной подпитки является самостоятельной системой и
состоит из:
а)	двухлитрового кислородного баллона, который заряжается кислородом до
давления 150 к г/см (в зависимости от температуры наружного воздуха);
б)	кислородного редуктора 2I30A для понижения давления;
в)	электропневмоклапана 694400 для подачи кислорода в двигатель;
г)	кислородного вентиля КВ-2МС для подачи кислорода из баллона в систе-
му;
д)	манометра высокого давления MK-I2M для контроля давления в баллоне
при его зарядке;
е)	манометра низкого давления 1Ш-40с1 для контроля давления кислорода
за редуктором;
ж)	тройника с обратным клапаном;
з)	зарядного штуцеоа ITI0O:
и)	электросистемы управления подачей кислорода в двигатель.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.42. Монтажная схема кислородной подпитки пусковых воспламенителей двигателя
Т-манометр ММ-40с1; 2-вентиль КВ—2МС; 3-алектропневмоклапан 694400; 4-компенсаиионная петля; 5-об-
ратный клапан (на двигателе); б-манометр MK-I2M; 7-еарядный штуцер III80; 8-двухлитровый кислород-
ный баллон Ш-2; 9-краник с обратным клапаном; 10-дренажный патрубок; 11-кисдородный редуктор 2I30A.
СП
ко
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Через зарядный штуцер III80 производится зарядка кислородом баллона
до давления 150 кг/cu2, контроль зарядки ведется по манометру МН-1211.Перед
вылетом кислородный вентиль КВ-2МС должен быть открыт, и кислород из бал-
лона под давлением 150 кг/см2 поступает в полость высокого давления редук-
тора 2Т30А, который сникает давление до 9-10,5 кг/см2, л далее кислород
под этим давлением проходит к электропневмоклапану 694400.
При запуске двигателя в воздухе (переключатель "ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ*
включен) от электросистемы автоматически подается ток на обмотки электро-
магнита электропневмоклапана 694400, клапан открывается, и кислород через
обратный клапан, установленный на двигателе, подается к пусковым воспламе-
нителям двигателя. В этот же момент в пусковые устройства поступает топли-
во и электропитание на пусковые свечи. Благодаря этому осуществляется на-
дежный запуск двигателя.
Клапан 694400 включен в электросхему таким образом, что при запуске
двигателя на земле от кнопки "ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ" ток к нему не подается и
клапан не открывается.
Агрегаты системы кислородной подпитки размещены на самолете в сле-
дующих местах:
-	кислородный баллон, зарядный штуцер III80 и манометр ИК-Т2М высокого
давления расположены в корневой части левого крыла;
-	кислородный редуктор 2I50A установлен в нижней части фюзеляжа между
шпангоутами ft 12 и I2A;
-	электропневмоклапаны 694400 установлены в нише правого колеса на
шпангоуте ft 16;
-	вентиль КВ-2ЫС и манометр ММ-40с1 низкого давления расположены в пе-
редней кабине с левой стороны между шпангоутами ft 9 и ТО.
Кислородный редуктор 2Т30А (рис.43) предназначен для понижения дав-
ления кислорода, поступающего в редуктор, до давления на выходе Г ати
и поддерживания этого давления постоянным.
Редуктор одноступенчатый, обратного действия. Корпус 9 имеет три по-
лости: полость высокого давления А, полость рабочего давления Б и полость
предохранительн то клапана С. В корпусе редуктора запрессовано седло редук-
ционного клапана 14 и седло предохранительного клапана 6.
Шарик 16 прижат к седлу 14 через клапан 12 пружиной II. Сверху пружи-
на II поджимается через тарелку 10 пробкой 8, которая ввертывается на резь-
бе в корпус редуктора. Снизу к шарику 13 сильфоном 18 прижат толкатель 16.
Сильфон приварен к втулке 17 и фланцу 20, который крепится к корпусу болта-
ми. В сильфон 18 вставлена пружина 19, которая прижимается пробкой 21.
В полости С расположен предохранительный клапан 3, состоящий из ша-
рика 5, седла 6, малого сильфона 4, пружин 2 и 7. Ушки 22 и I служат для
крепления редуктора на самолете. На входе в редуктор в процессе работы
действует давление кислорода 25-150 атж, в на выходе давление поддерживает-
ся 10 ати.
В момент начала отбора кислорода давление в полости В падает. Сильфон
70
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
18 растягивается пружиной T9 и отжимает шарик 13 от седла 14. Через образо-
вашуюся между ними кольцевую щель проходит кислород. При этом шарик 13 под
действием усилия пружины II и давления кислорода сверху,сильфона 18 и пружи-
ны 19 снизу приходит в положение равновесия, обеспечивая постоянство давле-
ния на выходе, в то время как на входе давление изменяется от 150 до 25 ати.
В случае повышения давления на выходе сверх допустимого (I2** ати)
сильфон 4 сжимается, пружина 7 поджимает шарик 5 и между ним и седлом б
образуется проходное сечение, через которое кислород стравливается в ат-
мосферу.
При понижении давления кислорода до 12 ати сильфон 4 разжимается
пружиной 2 и прижимает шарик 5 к седлу б, закрывая проходное сечение. В
эксплуатации редуктор никаких регулировок не требует.
Рис.43. Кислор! дный редук-
тор 2I30A
Т-ушко; 2-пружина; 3-предохра-
нительный клапан; 4-сильфон;
5-шарик; 6-седло предохрани-
тельного клапана; 7-пружина;
8-пробка; 9-корпус; 10-тарелка;
II-пружина; 12-клапан; ТЗ-ша-
рик; 14-седло; 15-штупер;
16-толкатель; 17-втулка; 18-силь-
фон; 19-пружина; 20-фланец;
21-пробка; 22-ушко

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Кислородный вентиль КВ-2МС (рис.44) предназначен для разобщения кис-
лородного баллона от системы. Вентиль открывается перед полетом и закрыва-
ется после него, тем самым устраняется утечка кислорода из баллона через
редуктор во время стоянки машины.
В корпус I вентиля вставлен клапан 8 с пружиной 9. Сверху клапан
через мембрану 2 сегментом 3, вставленным в шпиндель 5, прижат к седлу на
корпусе. В этом положении вентиль закрыт. Для того чтобы открыть вентиль,
нужно маховик б отвернуть до упора в пробке 4.
Рис.44. Кислородный вентиль КВ-2МС
1-корпус; 2-мембрана; 3-сегмент; 4-пробка; 5-шпиндель;
6-маховик; 7-гайка; 8-клапан; 9-пружина
9.	ПРОТИВОПО1АРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Противопожарное оборудование предназначено для тушения пожара в зоне
двигателя, где при повреждении трубопроводов на двигателе или его агрегатов
может возникнуть очаг пламени.
Система противопожарного оборудования показана на рис.45.
В противопожарную систему входят:
а)	ионизационный сигнализатор пожара ИС-5;
б)	двухлитровый баллон с вставленным в его головку-затвор пиропатроном
и составом гасящего вещества "Ареон-П4В2"(рис.4б);
в)	распиливающие стальные коллекторы с отверстиями диаметром 0,6 мм,
установленные на шпангоутах I» 22 и 29;
г)	электросистема, обеспечивающая извещение летчиков о наличии очага
пламени и приведение в действие противопожарного оборудования.
72
Рис.45. Противопожарное оборудование
1-предохранитель СП-2 питания цени переменного тока ИС-5; 2-лампа сигнализации "ПОлЛР" на табло Т-10У2 в
передней кабине; 3-кнопка огнетушителя в передней кабине; 4-АЗС "АГД,БЕЛЫЙ СВЕТ,ДА-200,СИГИ.ПОЖ," в перед-
ней кабине; 5-лампа сигнализации "ПОУЛР" на табло Т-10У2 в задней кабине; 6-реле контроля ламп Т1СЕ16ПД1У»
7-кнопка огнетушителя в задней кабине; 8-блок СОРЦ-1; 9-разъем; 10-противопожарный баллон; 11-распыпиваю-
щий коллектор; 12-электровный усилитель ИС-5*, 13-датчики ИС-5; 14-АЗС "ПОЖАР.ОБОРУД.15-кнопка-сигнал
опасных режимов КСЦ—1 в передней кабине; 16—кнопка-сигнал опасных режимов КСЦ—1 в задней кабине.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ФрСОН-ШВг
Рис.46. Противопожарный баллон с головкой-затвором
1-предохранительная пластина; 2-головка-затвор; 3-цанометр;
4-баллон; 5-пиротехническое пусковое устройство; 6-пориень;
7-запорное устройство; 8-нажимной винт; 9-клапанное устрой-
ство; 10-накидная гайка на рабочем птупере; П-сифонная труб-
ка; 12-корпус головки
Датчиком сигнализатора является жаростойкая металлическая трубка,
установленная на специальных керамических изоляторах. Она выполнена в виде
полукольца, таких датчиков в системе имеется два, они установлены на дви-
гателе симметрично справа и слева относительно оси самолета.
Принцип работы ИС-5 основан на способности пламени проводить электри-
ческий ток. Это свойство пламени объясняется ионизацией, сопутствующей хи-
мической реакции при образовании пламени. Поэтому сигнализатор ИС-5 сраба-
тывает только в случае появления пламени. На простое повышение температуры
окружающей среды он не реагирует.
В случае появления пламени в промежутке между датчиком и массой фю-
зеляжа воздушный промежуток становится Электропроводящим и замыкает элёктри-
ческую цепь (электронного усилителя), частью которой он (этот промежуток)
является.
Электронный усилитель введен в систему для усиления тока, проходяще-
го через воздушный ионизированный промежуток.Первичная обмотка трансфор-
матора электронного усилителя питается переменным током напряжения II 5в
400гп от преобразователя ПО-75ОА. Выводы усилителя подсоединяются к датчи-
кам сигнализатора. При наличии пламени в промежутке датчиков анодный ток
74
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
возрастает до величины, при которой срабатывает реле, подающее питание от
бортовой сети на лампы сигнализации с надписью "ПОЕАР" и лампы кнопки-сиг-
нала КСЦ-1 установленные в передней и задней кабинах на приборных досках.
Лампы кнопок-сигналов горят в режиме ’’мигающей" сигнализации,предупреждая
о появлении аварийного режима.
Как следует из сказанного, роль сигнализатора ИС-5 ограничивается
только подачей сигнала. По получении сигнала "ПОКА?" учлет или инструктор
должен нажать на левом пульте кнопку с надписью "ОГНЕТУШИТЕЛЬ". Огнега-
сящая смесь поступает под давлением из баллона в коллектор и распыляется
через отверстия в коллекторе в двигательном отсеке. При исчезновении пла-
мени сигнальные лампы с надписью "П02АР" гаснут. Давление смеси в баллоне
проверяется по манометру (в правой нише колеса основной стойки). Оно долж-
но быть I00i5 кг/см^ при температуре +2С°С. При других температурах давле-
ние указано в инструкции по эксплуатации.
Агрегаты противопожарного оборудования установлены в следующих мес-
тах: баллон - в правой нише колеса основной стойки шасси перед шпангоутом
1Г 20, распиливающие коллекторы (состоящие из трубок, которые проложены в
виде кольцевого трубопровода) - на фюзеляже по шпангоутам 22 (у ториа
воздухо-воздушного радиатора) и Ж 29, электронный усилитель - в гроте
между шпангоутами Ж 25 и 26.
Установлены два распиливающие стальных коллектора с отверстиями
0 0,6 мы,один из которых закреплен на шпангоуте Ж 22, другой - на шпангоу-
те Ж 29. Расположение сигнализаторов пожара ИС-5 дано на рис.47.
Рис.47. Расположение сигнализаторов пожара ИС-5
1-протигопожарный баллон; 2-3-песпыливающий коллектор; 4-датчик
ИС-5; 5-электронный усилитель ИС-5
75
Управление двигателем
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава третья
УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕМ
I.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Управление режимами двигателя осуществляется рычагами РУД,установ-
ленными на секторах газа в передней и задней кабинах на горизонтальных па-
нелях левых бортов.
Оба рычага РУД жесткими тягами и качалками связаны между собой, а
также с рычагом механизма управления ПУРТ-ГФ-Т,установленными на двигателе.
Управление двигателем (рис.48) может осуществляться из обеих кабин
одновременно или только из задней кабины. В последнем случае рычаг РУД в
передней кабине отключается. Для этого на участке управления между перед-
ним и задним секторами установлен механизм отключения.
Рычаги управления двигателем фиксируются на секторах газа специаль-
ными упорами в тех положениях, которые соответствуют определенным режимам
работы двигателя. При этом фиксация рычага управления двигателя в задней
кабине в определенном положении полностью соответствует фиксации рычага уп-
равления двигателем передней кабины в этом же положении.
Движением РУД как из передней, так и из задней кабины можно осуще-
ствлять следующие режимы работы двигателя: "СТОП” (исходное положение),
"МАЛЫЙ ГАЗ","СПС=50+|% по РНД“. "НОМИНАЛ", "МАКСИМАЛ", "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОР-
CAI" , "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ".
При перемещении рычагов управления двигателем от упора "МИНИМАЛЬНЫЙ
ФОРСА!" до упора "ПОЛНЫЙ ФОРСА!" осуществляются режимы частичных форсажей.
На участке от положения "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ" до положения "ПОЛНЫЙ
ФОРСАЖ" происходит плавное нарастание тяги двигателя, что обеспечивается
системой управления створками реактивного сопла.
Створки реактивного сопла двигателя работают следующим образом:перед
началом запуска и в процессе всего цикла запуска до выхода двигателя на обо-
роты по ротору высокого давления (РВД) створки находятся в полностью
открытом положении с диаметром выходного сечения не более 679 мм (рис.49).
При увеличении оборотов РВД с 66^^% створки прикрываются до диаметра
не менее 530 мм и находятся в таком положении до момента установки РУД на
77
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
упор "МАКСИМА!" (включительно).
При передвижении.РУД от упора "МАКСИМА!* до упора "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОР-
СА!" произойдет включение форсажа и при установке РУД на упор "МИНИМАЛЬНЫЙ
ФОРСА!" створки откроются на размер 645*2 мм.
При перемещении РУД от упора "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСА!" в направлении упо-
ра "ПОЛНЫЙ ФОРСА!" створки будут плавне открываться, а при установке РУД
на упор "ПОЛНЫЙ ФОРСА!" створки полностью откроются на размер не более
679 мм.
При обратном перемещении РУД, в направлении на себя, работа створок
происходит в обратной последовательности,но при этом створки от диаметра
53С мм перейдут на диаметр открытия не более 679 мм несколько позже, а
именно при оборотах 60^2%.
Указанная разница по оборотам РВД в моментах открытия и закрытия
створок до диаметра не более 679 мм предусмотрена системой для того,чтобы
при полетах на оборотах двигателя близких 6б*у% РВД не происходило повто-
ряющегося многократного открытия и закрытия створок реактивного сопла.
При выходе на максимальные обороты с работающей системой СПС, на-
чиная с 65% по РВД до максимальных оборотов, створки должны занимать по-
ложение "РЕГУЛИРУЕМЫЙ МАКСИМА! (Р.М.)",с диаметром выходного сечения соп-
ла не менее 545 мм. При снижении оборотов до 60% по РВД створки сопла
должны вновь вернуться в прежнее положение - с диаметром выходного сечения
сопла не более 679 мм.
По положению РУД осуществляется блокировка системы СПС с помощью
датчика автоматического отключения (рис.48).
Датчик установлен под полом задней кабины между шпангоутами Ж II и 12
и блокирует выключение системы СПС по оборотам ротора низкого давления.
Датчик установлен на кронштейнах и с помощью качалки жестко связан с тягой,
идущей от механизма отключения к двигателю. Кроме того, на секторе газа
обеих кабин установлен специальный упор СПС 17 (рис.48), ограничивающий
уменьшение оборотов ротора низкого давления менее 45%.
Положение створок реактивного сопла двигателя на участке от минималь-
ного форсажа до полного форсажа регулируется электрической следящей систе-
мой ЭГСУ-IA с обратной связью.
В случае выхода из строя следящей мостиковой системы предусмотрено
аварийное управление створками сопла. Аварийное управление створками реак-
тивного сопла осуществляется как из передней, так и из задней кабин при
включении переключателей с надписы "АВАР.УПР.СОПЛОМ ДВИГАТ.",расположен-
ных в обеих кабинах на левом пульте.
2.	РЫЧАГ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ В ПЕРЕДНЕЙ КАБИНЕ
Рычаг управления двигателем в передней кабине (рис.50) установлен
на горизонтальной панели левого борта передней кабины. Он связан жесткими
тягами и качалками с рычагом механизма управления ПУРТ-1Ф-Т,установленным
на двигателе, а также с рычагом управления двигателем задней кабины через
78

a
f5
Рычаг управления дбигателвм б
передней кабине (учлета)
1
в кабине инструктора
рычага
кабины учкяю
Рис.48. Система управления двигателей
1-кнопка радипередатчика;
2-кнопка переговорного устройства СПУ;
5-переключатель тормозных цитков;
4-стопор гукоятки ввода дальности прицела;
5-гашетка фиксации положений "ЫАКСИМАЛ",
"МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЕ", "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ";
6-рычаг стопорения гашетки (заделка);
7-упор положения "МАЛЫЙ ГАЗ”;
8-гашетка положений "СТОП" и "МАЛЫЙ ГАЗ";
9-фиксатор гашетки "СТОП"  "МАЛЫЙ ГАЗ";
IO-проходной шариковый фиксатор положения
•НОМИНАЛ";
II-рукоятка отключения РУД в кабине уплата;
12-упор положения "МАКСИМАЛ" и “МИНИМАЛЬНЫЙ
ФОРСАЖ";
15-кнопка аварийного отключения упора по числу Ч";
14-рычаг затяжки РУД;
15-электромагнит 310-2/27;
16-гайка затяжки РУД;
17-упор CUC.
3
нурауко б<РС 73*1	быключение
n*66*fX МД
кулачка Пки дуб=~\ -—j
aupofctfue кулич- I \\X I
мярстз'-'’ iiSSSI i
л ллм» 545
не менее взо
нс fane 619
U5ta
не менее 6/0
VtM/nOWM-
вуПУРТ-/ФГ
Полный
нс’(ло лимбу
ЮГ-М)'
упора „Мол "имвзг*
f65*+68'’
полозкение столок
на режиме .рм
положение criopo//
НО релниме. Мс/кси-	макеиА
ма. *	мольные одоропу
Срабатывание
Др метр
сопла#
ММ
Малый ем
крытие отборок
w перемещении
Руд .от себя*
Здно уста

05* 92
73'ft 78*3‘

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис,49. График изменения диаметра сопла
отклонения рычага
двигателя в зависимости от углов
ПУРТ-1Ф-Т
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Vm
Н.П.
Рис. 50. Рычаг управления двигателем в передней кабине
1-кнопка переговорного устройства СПУ; 2-кнопка радиопередатчика; 3-стопор
рукоятки управления прицелом (для управления прицелом стопор нажать в
направлении стрелки "С"); 4-переключатель тормозных шитков; 5-гашетка фикса-
ции положений "МА:(СИИАЛ", "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ","ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ",СПС п1=502$%;
б-упор положения "У ЛЫЙ ГАЗ";7-кронштейн;8-гашетка положений "СТОП" и _
"МАЛЫЙ ГАЗ"; 9-кнопка аварийного отключения упора по числу "М"; lG-фикСирую-
ший шарик кнопки аварийного отключения упора по числу "14"» 11-упор по числу
"11"; 12-проходной шариковый фиксатор положения "НОМИНАЛ"; 13-упор положения
"МАКСИМАЛ"; 14-штырь под упор по числу "il" на рычаге управления двигателем;
15-упор положения "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ"; 16-тяга механизма включения упора по чис-
лу "М"; 17-злектромагнит двойного действия ЭМ0-2/2Т| 18-рычаг затяжки РУД}
19-качалка; 20-упор СПС п-^ = 50+g% по РНД
80
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
механизм отключения рычага управления двигателем.
Рычаг управления двигателем в передней кабине фиксируется на секторе
газа специальными упорами в тех положениях, которые соответствуют определен-
ным режимам работы двигателя.
Перемещение рычага управления двигателем в передней кабине и уста-
новка его на упоры для получения различных режимов работы двигателя осу-
ществляется следующим образом.
В положениях "СТОП1’ и "МАЛЫЙ ГАЗ” РУД фиксируется гашеткой 8, зак-
репленной на кронштейне сектора газа, и упором 6, имеющимся на гашетке,
I* штифтом, имеющимся на РУД.
Приложив усилие 6+10 кг на РУД или нажимая на гашетку 8, фиксирую-
щую положение “СТОП", можно снять РУД с упора "СТОП" и перевести его на
упор 6 в положение "МАЛЫЙ ГАЗ". Положение "СПС=50*|% по РИД" фиксируется
"УПОРОМ СПС" 20 и гашеткой 5 при движении РУД на себя. Гашетка 5 зацепляет-
ся за зуб упора 20.
Положения "МАКСИМАЛ" "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ" и "ПОЛНЫЙ ФОРСАН" фикси-
руются гашеткой 5, закрепленной на рычаге РУД, и упорами 13 и 15, закреп-
ленными на кронштейне сектора газа.
Нажимая на гашетку 5, фиксирующую положение "МАКСИМАЛ",можно снять
РУД с упора "МАКСИМАЛ" 13 и перевести его в положение "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ".
Гашетка 5 зафиксируется в положении "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ", зацепив своим зу-
бом за выступ упора "МАКСИМАЛ" 13 при взятии РУД на себя (гашетка должна
быть опущена).
Режим "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ" можно осуществить при положении РУД на упоре
15 с фиксацией гашеткой 5 в положении "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ" (гашетка должна быть
опущена).
Положение "НОМИНАЛ" фиксируется проходным шариковым фиксатором 12,
установленным на кронштейне 7. Для обеспечения устойчивости работы двига-
теля при изменении режима работы двигателя на скорости полета М равном или
большем 1,5 на кронштейне сектора газа передней кабины имеется механизм
включения упора по числу М автоматического действия, срабатывающий л за-
датчика числа М.
Включение механизма сблокировано с системой управления выдвижным
конусом воздухозаборника. При числе М полета, равном или более 1,5, что
соответствует началу выдвижения конуса, срабатывает М-реле и подает сигнал
на электромагнит ЭМ0-2/2Т (17), якорь которого втягивается и через качалку
19 и тягу 16 устанавливает упор II в нижнее положение. Штифт т4 препятству-
ет уборке рычага на себя за положение, соответствующее i 97% максимальных
оборотов двигателя.
При скорости, соответствующей М 1,5, эта блокировка РУД по числу Ы
снимается, и рычаг может свободно перемещаться во всем диапазоне управле-
ния режимами двигателя.
На рис.51 показана схема работы автоматизированного упора по числу U
В случае выхода из строя автоматики, управляющее. упором по числу М, предус-
мотрена возможность механическим путем отключить упор II, для чего необхо-
81
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
димо нажать кнопку красного цвета 9 на кронштейне сектора газа.
Противопомпажные створки открываются на скоростях полета, соответ-
ствующих числу У i 1,5 при выключении форсажа или при отклонении носка ста-
билизатора вниз га угол 20° и более.
Регулировка легкости хода РУД, а также стопорение рычага в любом
положении осуществляется специальным рычагом 18.Для утяжеления хода рыча-
га и зажима его в любом положении необходимо рукоятку повернуть по часовой
стрелке. На РУД смонтирован стопор рукоятки управления припелом 3,кнопка
включения передатчика связной радиостанции 2, переключатель тормозных щит-
ков 4 и кнопка переговорного устройства СПУ (I). РУД в передней кабине
может быть отключен от управления двигателем механизмом отключения.
Рис.51. Схема работы автоматизированного упора
по числу 1!
а) - до числа М=Т,5 электромагнит не срабатывает, флажок - упор
не препятствует передвижению РУД на себя; б) - при М=1,5 электро-
магнит сработал, флажок - упор препятствует передвижению РУД на
себя.
3.	РЫЧАГ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ В ЗАДНЕЙ КАБИНЕ
Перемещение рычага управления двигателем в задней кабине (рис.52) и
установка его на упоры для получения различных режимов работы двигателя
осуществляется также, как перемещение рычага управления двигателем в перед-
ней кабине.
Для перевода РУД из положения "СТОП" необходимо приложить на РУД
усилие 6-» 10 кг или нажать на гашетку 8, фиксирующую положение "СТОП". Га-
шетка 9, закрепленная на кронштейне 10 сектора газа, фиксирует РУД в поло-
жениях, соответствующих режимам работы двигателя "СТОП"  "ПАЛЫЙ ГАЗ". Га-
шетка 5 фиксирует РУД в положениях, соответствующих режимам "МАКСИМАЛ",
•МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ" и "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ". Для перевода РУД в эти положения
нужно нажать на гашетку 5.
82
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.52. Рычаг управления двигателем в задней кабине
1—кнопка переговорного устройства СПУ; 2—кнопка радиопередатчика; 3-переклю-
чатель тормозных шитков; 4-штьгоь для фиксации гашетки 5 в поднятом положении;
5—гашетка фиксации РУД в положениях "МАКСИМАЛ", "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ", "ПОЛ-
НЫЙ ФОРСАЖ"; 6-фиксатор гашетки 5; 7-упор положения "МАЛЫЙ ГАЗ"; 8-гашетка
положения "СТОП" и "МАЛЫЙ ГАЗ"; 9-фиксатор гашетки "МАЛЫЙ ГАЗ"; 10-кронштейн;
11-проходной шариковый фиксатор положения "НОМИНАЛ"; 12-рукоятка отключения
сектора газа в передней кабине; 13-упор положения "МАКСИМАЛ"; 14-упор поло-
жения "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ"; 15-упор СПС п =5СН^% по РНД.
83
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
В отличие от передней кабины, РУД задней кабины может быть приведен
в нерабочее положение при совместных полетах инструктора и учлета, а также
только одного учлета (без инструктора). Для этого производится стопорение
гашеток 8 и 5.
Гашетка 5 положений "СПС=5О±|% РИД", "МАКСИМАЛ", "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСА!"
и "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ* отводится на себя до упора 4 и одновременно нажимается
фиксатор б, который стопорит гашетку в поднятом положении. Гашетка 8 поло-
жений "СТОП" и "МАЛЫЙ ГАЗ* стопорится фиксатором 9. Для этого фиксатор 9
отбрасывается на себя, после чего гашетка 8 нажимается до упора.
Для приведения сектора газа в рабочее положение необходимо нажать
на фиксатор б. Гашетка 5 за счет пружины отбросится вперед. При нажатии
на фиксатор 9 гашетка 8 отбросится назад. На секторе газа в задней каЛги»
имеется рукоятка 12, отключающая рычаг yi.pai ления двигателем в передней
кабине.
На рычаге сектора газа установлены кнопки включения передатчика
радиостанции 2, переключатель тормозных щитков 3 и кнопка переговорного
устройства СПУ (Т).
Механизм отключения рычага управления
двигателем
Механизм отключения (рис.53) рычага управления двигателем в перед-
ней кабине состоит из штыря 5, пружины 8, рычага 3, троса 4 и рукоятки
на секторе газа задней кабины.
В нормальном положении РУД в передней кабине жестко связан с рыча-
гом РУД задней кабины через систему рычагов и тяг с помощью штыря 5. При
этом РУД задней кабины дублирует движение РУД передней кабины. Желая от-
ключить РУД передней кабины от управления двигателем, летчик в задней
кабине должен нажать на красную рукоятку на секторе газа 12 (см.рис.52)
вниз, вдоль оси рычага (тем самым он снимает рычаг с упора) и перевести
на себя в крайнее положение. При этом трос 4 (см.рис.53), связанный с
одной стороны с красной рукояткой, а с другой стороны с рычагом 3, пе-
ремещаясь, выводит штырь 5 из зацепления с рычагом управления двигате-
лем в задней кабине, и РУД передней кабины отключается.
В крайнем положении на себя рукоятка механизма отключения становит-
ся на упор, как только летчик в задней кабине ее отпустит. Для того,чтобы
восстановить первоначальное положение механизма, летчик в задней кабине
должен поставить РУД в любое положение от малого газа до максимала, подав
летчику передней кабины через СПУ команду поставить РУД в своей кабине в
то же положение.
После этого летчик в задней кабине переводит красную рукоятку вниз,
вдоль оси рычага и перемещает в направлении от себя в крайнее по-
ложение.
84
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.53. Механизм отключения РУД передней кабины
A-точка подсоединения тяги от сектора газа задней кабины.
Б-точка подсоединения тяги от сектора газа передней кабины.
В-точка подсоединения тяги, идущей к двигателю.
I и 2-качалки; 3-рычаг; 4-гибкий тросик; 5-штырь; б-кронштейн;
7-защитные колпачки; 8-пружина.
При этом штырь 5 механизма отключения снова вводится в зацепление
с качалкой I. РУД передней кабины снова включается и работает синхронно
с РУД задней кабины.
8
Вентиляция, наддув и регулирование
температуры воздуха в кабинном
отсеке
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
’"лава четвертая
ВЕНТИЛЯЦИЯ, НАДДУВ И РЕГУЛИРОВАНИЕ
ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В КАБИННОМ
ОТСЕКЕ
1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Кабинный отсек самолета, состоящий из двух кабин - передней и задней,
герметичный, вентиляционного типа. Кабины разделяются между собой негерме-
тичной прозрачной перегородкой. Вентиляция, обогрев и наддув кабинного от-
сека производятся воздухом, отбираемым от компрессора двигателя.
Герметизация кабинного отсека достигается применением герметика У-ЗОМ
поверхностного и внутришовного нанесения, а также герметизацией выводов тяг
управления, тросовой проводки, электропроводов.и трубопроводов. Герметиза-
ция откидных частей фонаря осуществляется резиновыми шлангами, которые на-
дуваются сжатым воздухом от основной воздухосистемы самолета.
В систему вентиляции, наддува и регулирования температуры кабинного
отсека (рис.54) входят регулятор давления АРД-573 (4) с клапаном 520Т(1),
предохранительный клапан 127Т (22), электрический кран-распределитель воз-
духа 525 (11), регулятор температуры воздуха ТРТВК-45М (6), кольцевой воз-
духо-воздушный радиатор 12, вторичный воздухо-воздушный радиатор 186А (14),
турбохолодильник 2323 (15), обратный клапан в системе наддува 783И (10),
кран питания кабинного отсека 17 с дистанционным управлением из передней
и задней кабин, четырехпозиционный переключатель управления краном 525
(19), коллекторы обдува ног учлета и инструктора 18 и 21, предохранительный
клапан 20, предохранительный клапан 24, обратный клапан 25, коллектор обду-
ва козырька 2, патрубки подвода воздуха к стеклам откидных частей фонаря пе-
редней и задней кабин 5 и 7, система трубопроводов.
Перепад давления между кабинным отсеком и атмосферой, а также "высо-
87
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
та" в кабинах контролируется приборами УВЦД-20, установленным! на прибор-
ных досках в передней в задней кабинах.
В системе применены трубопроводы 6x4, 8x6, 27x25, 34x32 и 42x40 из
материала АМГ-2М и 22x20, 27x25 из материала Х18Н10Т. Для соединения труб
между собой к одному концу трубы приварен штуцер, а на другом конце имеется
ниппель, на котором установлена накидная гайка.
Соединение труб с компрессором двигателя, турбохолодильником и воз-
духо-воздушным радиатором 186А фланцевое. Трубы холодной магистрали покры-
ваются лаком КО-813; трубы горячей магистрали обшиваются одним слоем теп-
лоизоляционного материала АСИМ-5 и обматываются лентой ЛАС. Крепление тру-
бопроводов к каркасу самолета осущестьляется хомутами. От трубы, идущей от
крана питания кабины к коллекторам обдува, отводится воздух на обдув спира-
ли регулятора температуры ТРТВК-45М.
В системе имеются три магистрали питания, по которым в кабинный от-
сек подается горячий, холодный или смешанный воздух через кран-распреде-
литель 525 (11) от компрессора двигателя.
Чтобы предотвратить излишнюю подачу воздуха в верхнюю зону кабины
при работе системы на горячей линии (при больших давлениях воздуха за
компрессором), введен предохранительный клапан 20, который стравливает
воздух в нижнюю часть кабины. Клапан оттарирован на давление
о
0,10-0,12 кг/см \
Управление краном 525 - электрическое, дистанционное, осуществляется
из передней кабины переключателем ПЗГШ-20 (19), который имеет четыре поло-
жения: "ГОРЯЧ", "ХОЛОД", "АВТОМ" и "НЕЙТРАЛЬНО". При этом должны быть вклю-
чены аккумуляторы и АЗС с надписью "ПИТАНИЕ КАБИНЫ".
При положении переключателя "ГОРЯЧ" кран-распределитель подает в ка-
бинный отсек воздух непосредственно от компрессора двигателя, минуя охла-
дительные устройства.
При положении переключателя "ХОЛОД" кран-распределитель подает в
кабину воздух, который предварительно охлаждается в кольцевом воздухо-воз-
душном радиаторе 12, воздухо-воздушном радиаторе 14 и турбохолодильнике 15.
В кране-распределителе имеется дренажный штуцер, предназначенный для
стравливания горячего воздуха в атмосферу, что уменьшает перетекание через
заслонки "горячей” линии при их закрытом положении.
При положении переключатель "АВТОМ" кран-распределитель подает в
кабину смешанный вое. ,ух необходимой пропорции. В этом случае часть воздуха
от компрессора двигателя подается непосредственно в магистраль питания ка-
бины, а другая часть направляется в эту же магистраль через воздухо-воз-
88
Рис. 54. Система
вентиляции, наддува и регулирования
температуры воздуха в ка<
24
11
S атмосферу
1-клапан регулятора давления агр.520Т;
2-коллектор обдува козырька; 3-рукоятка уп-
равления краном питания из передней кабины;
4-регулятор давления АРД-57В; 5-подвод возду-
ха к коллектору обдува стекол фонаря передней
кабины; 6-регулятор температуры воздуха
ТРТВК-45М; 7-подвод воздуха к коллектору об-
дува стерол фонаря задней кабины; 8-блок ре-
ле РП-2; 9-рукоятка управления краном- пита-
ния в, задней кабине; IQ-обратный клапан
агр. 783И; 11-кран-распределитель воздуха агр.
525; 12-колщевой воздухо-воздушный радиатор;
13-дроссель диаметром 8 мм; 14—воздухо-воз-
душный радиатор агр.186А; 15-турбохолодиль-
ник агр. 2323; 16-штуцер отбора воздуха к
противоперегрузочным костюмам летчиков;
17-кран питания кабины; 18-коллеятор обдува
ног летчика в задней кабине; 19-четырехпози-
ционный переключатель управления питанием
кабины; 20-тредохранительный клапан; 21-кол-
лектор бЬдуза ног летчика в передней кабине;
22-предохранительный клапан агр.127Т; 23-вен-
тилятор ДВ-3; 24-предохранительный клапан; (
25-обратный клапан "3020".
пирования температуры воздуха в кабинном отсеке
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
душные радиаторы и турбохолодилы»
Температура воздуха в кабш отсеке поддерживается автоматически
терморегулятором 6 в пределах заданной величины, установленной на его
шкале.
В положении переключателя "НЕЙТРАЛЬНО" управление электрокраном-рас-
пределителем воздуха выключено. К электродвигателю крана-распределителя
питание не подается.
За турбохолодильником 15, в магистрали питания, установлены предохра-
нительный клапан 24 и обратный клапан 25, обеспечивающие безотказную работу
турбохолодильника при закрытом кране питания кабины 17. Предохранительный
клапан срабатывает при избыточном давлении более 0,9±0,1 кг/см^. Обратный
клапан 25 исключает возможность попадания воздуха из горячей линии от
крана-распределителя 11 в турбохолодильник 15.
Перед входом в кабину обе магистрали соединены в одну и через об-
ратный клапан наддува 10 подведены к крану питания кабины 17.
От крана питания воздух поступает в кабинный отсек через коллекторы
18 и 21 на обдув ног учлета и инструктора и через патрубки 5 и 7 на стекла
фонаря и коллектор обдува козырька в кабине учлета 2.
Поступление горячего, холодного или смешанного воздуха в кабины
осуществляется через кран питания 17, который имеет два положения: "ОТ-
КРЫТ" и "ЗАКРЫТ". Кран питания установлен в задней кабине.
Управление краном - тросовое, дистанционное, осуществляется как из
передней, так и из задней кабины. Ручки управления краном смонтированы в
обеих кабинах на горизонтальных панелях правых бортов. Кран открывается
перед запуском двигателя.
Для подключения противоперегрузочных костюмов летчика имеется штуцер
отбора воздуха 16.
Регулирование давления воздуха в кабинном отсеке производится авто-
матически регулятором давления АРД-57В (4) с клапаном 520Т (1).
Для предохранения кабинного отсека от разрушения,при увеличении давления
в нем выше допустимого, установлен предохранительный клапан избыточ-
ного давления 127Т (22), оттарированный на давление открытия
245±10 мм рт.ст.
89
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
2.	АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ
Регулятор давления воздуха АРД-57В
Регулятор давления воздуха АРД-57В служит для автоматического под-
держивания давления воздуха по заданному закону и обеспечения расхода воз-
духа в кабинном отсеке. В комплект регулятора давления входит командный
прибор АРД-57В и клапан 520Т.
На рис.55 показана принципиальная схема работы регулятора давления
АРД-57В с клапаном 520Т.
На регуляторе имеются три штуцера: один из них соединяется с клапа-
ном 5207, другой - с любым негерметичным отсеком самолета, третий штуцер
соединен со статической системой ПВД. На регуляторе имеется также кран,
ручкой которого можно устанавливать регулятор в одно из трех положений:
"BiLWiEEO", "ПРОВЕРКА", "ВЫКЛЮЧЕНО".
При положении крана "ЗКЛЮЧЕНО" регулятор включен для полетов, т.е.
на высотах от 0 до 2000 м обеспечивается свободная вентиляция кабинного
отсека. Давление в кабинах равно атмосферному на этой высоте. От высоты
2000 до 9000-12000 м регулятор плавно снижает абсолютное давление,которое
к 9000-12000 м достигает 405 мм рт.ст. (избыточное давление растет
220±10 мм рт.ст.). Свыше 9000-12000 м регулятор поддерживает в кабинах
избыточное (против давления на данной высоте) давление 220^10 мм рт.ст.
(0,3 кг/см J.
При положении крана "ПРОВЕРКА" регулятор поддерживает постоянное
избыточное давление 220±10 мм рт.ст.
При положении крана "ВЫКЛЮЧЕНО" регулятор закрывает выход воздуха
из кабинного отсека через клапан 5207, при этом производится проверка каби-
ны на герметичность. При давлении воздуха в кабине меньше атмосферного кла-
пан 520Т открывается и перепускает воздух из атмосферы в кабинный отсек.
Расход воздуха из герметического кабинного отсека обеспечивает клапан 5207.
Величина давления открытия этого клапана автоматически поддерживает-
ся такой, чтобы при заданном расходе воздуха обеспечить закон поддержива-
ния давления в кабине в зависимости от высоты полета.
До высоты 2000 м клапан 4 открыт, полости А, Б, Г и Д сообщаются
с атмосферой. Соответсвенно этому в герметическом кабинном отсеке будет
давление примерно равное атмосферному или, точнее, давление будет превы-
шать атмосферное на величину упругости пружины 16, отнесенной к эффектив-
90
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.55. Принципиальная схема работы регулятора давления АРД-57В
с клапаном 520Т
1-сильфон, 2—пружина, 3-мембрана; 4-клапан; 5-капилляр; 6-мем-
брана; 7-пружина; 8-клапан 9-винт; 10-кран; 11-дюза; 12-мембра-
на; 13-винт; 14—опорный диск; 15-дниде тарелки; 16-пружина;
17-отверстие в регуляторе; 18-трубка; 19-клапан; 20-трубка.
Положение крана регулятора: 1— включено; П — проверка; Ш — выключено.
91
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМО 1ЕТНЫГ СИСТЕМЫ
ной площади мембраны 12.
До высоты 2000 м давление в полости Д равно атмосферному, так как
клапан 4 регулятора открыт и через трубки соединяется с атмосферой. При
этом под действием незначительного давления из кабинного отсека на мембра-
ну 12 (полость Е) клапан 19 открывается.
Для открытия клапана регулятора кабинному давление достаточно преодо-
леть только силу пружины 16. Деза 11 (расположенная в клапане регулятора
давления 520Т)служит для уменьшения расхода воздуха через командный при-
бор, для повыпения точности его работы, а т кже подбором диаметра дезы
можно регулировать скорость изменения давления в кабинном ?тсеке при за-
данных вертикальных скоростях.
По мере уменьшения атмосферного давления (с подъемом на высоту) уси-
лие, действующее на сильфон 1, падает, ввиду чего сильфон расширяется и
начинает прикрывать клапан 4.
На высоте 2000 м сильфон 1 разжимается настолько, что клапан 4 зак-
рывается, в полости А начинает возрастать давление от подачи воздуха в ка-
бинный отсек при закрытом выпускном клапане 520Т. Это давление будет дейст-
вовать на мембрану 3 и сильфон 1. Под действием разности давлений полостей
А и Б сильфон сожмется и вновь откроет клапан 4, воздух из полости А по
трубе 18 будет выходить в атмосферу. Давление в полости А уменьшится, а
следовательно, - и в полости Д. Отношение давления в полости Д к давлению
полости Е будет меньше, и клапан 19 откроется и будет выпускать воздух из
кабины в атмосферу до тех пор, пока не установится заданное давление. Так
будет повторяться процесс регулирования абсолютного давления до высоты
9000-12000 м.
С дальнейшим подъемом, начиная с высоты 9000-12000 м, при достижении
избыточного давления 220*10 мм рт.ст. вступает в действие узел регулирова-
ния избыточного давления и клапан 8 открывается, так как разность давлений,
действующая на мембрану 6, достигает величины, создающей усилие больше,чем
усилие пружины 7. Таким образом, начиная с высоты 9000-12000 м между по-
лостью В и атмосферой будет поддерживаться постоянная разность давлений.
Эта постоянная разность давлений между полостью В и атмосферой обеспечива-
ет постоянное избыточное давление 220*10 мм рт.ст в герметической кабине.
В случаях быстрого снижения самолета атмосферное давление воздуха
может превысить давление в кабине. Тогда мембрана 12 клапана регулятора
давления будет прижата к днищу тарелки клапана 15. Под действием атмосфер-
ного давления, превыпающего давление кабины, клапан регулятора давления
520Т откроется и в кабинный отсек поступает воздух из атмосферы.
92
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВИ.., САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Трехходовый кран 10 дает возможность устанавливать его ручку в сле-
дующие три положения:
I - для нормальной работы регулятора в положении "ВКЛЮЧЕНО" ;
II - для проверки избыточного давления в кабинном отсеке на земле
в положение ' ПРОВЕРКА" ;
Ш - для проверки кабинного отсека на герметичность на земле в поло-
жение "ВЫКЛЮЧЕНО".
Предохранительный клапан 127Т
Предохранительный клапан 127Т (22, рис.54) предназначен для предохра-
нения кабинного отсека от разрушения при повышении давления выше допустимого
предела. В случае отказа регулятора АР Л-57 В при избыточном давлении в кабинах
245±1О мм рт.ст. предохранительный клапан откроется и стравит излишний воз-
дух.
Кран-распределитель воздуха 525
Кран-распределитель воздуха 525 (рис.56) служит для приема воздуха
из компрессора двигателя и распределения его по горячей или холодной линиям
или по обеим линиям одновременно. Кран-распределитель соединен электрически
с терморегулятором TPTBK-45U. Управление краном - электрическое, дистан-
ционное, осуществляется четырехпозиционным переключателем, установленным
в передней кабине. Конструктивно кран-распределитель состоит из двух основ-
ных устройств: электромеханического и распределительного. Эпектромехани .ес-
кое устройство включает электродвигатель, редуктор, потенциометр, концевые
выключатели и фильтры.
Электродвигатель МРТ-1А - сериесный, реверсивный электромотор мощ-
ностью 7 вт, служащий для передачи крутящего момента через'редуктор выход-
ному залу 3, на конце которого смонтирован погэдок 10.
Распределительное устройство имеет четыре штуцера: один для входа,
дта для выхода воздуха в горячую или холодную линии и дренажный штуцер длл
выхода воздуха в атмосферу для ограничения перетекания горячего воздуха в
хОжСдную линию, так как давление в "горячей" линии нтпе, чем в "холодной".
Распределение осуществляется перепускными заслонка вл 1, вращающимися
от электромеханизма через рычаж ый механизм 2. Рычажный механизм, смонти-
р.ванны*4 на осях заслонок и специальной оси, связан через вилку с поводком
10 электромеханизма, от которого приводится во вращательное движение.
При установке определенной температуры на шкале терморегулятора
95
быход боздузм
6 холодную пинит
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.56. Кран-распределитель воздуха 525
1-эаслонка| 2-рычЕИныЙ механизм} 3-выходной вал} 4-колодка потенциомзтра} 5-редуктор| 6-электродви-
гатель МРТ- 1А} 7-электро’)ИЛьтр{ 8-конденсатор} 9-штепсельный разъем} 10-поводок.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ТРТВК-45М его биметаллическая спираль в зависимости от температуры воздуха
в кабине замыкает контакты цепи электродвигателя крана-распределителя, ко-
торый, вращаясь, поворачивает заслонки крана в такое положение, при котором
поступающий в кабины воздух поддерживает заданную температуру в кабинном
отсеке.
Терморегулятор ТРТВК-45М
Терморегулятор ТРТВК-45Ы (рис.57) предназначен для автоматического
поддерживания температуры воздуха в кабинном отсеке в заданных пределах.
Терморегулятор состоит из биметаллической спирали 5, подвижного контакта 6,
двух неподвижных контактов 7, электромагнита обратно’? связи 1, лимба 3 и
искрогасительного конденсатора 2. При помощи лимба можно задать температу-
ру воздуха в кабине в пределах 10-20°С. Нормально лимб установлен на цифре
10±4°С.
Биметаллическая спираль 5 с помощью эжектора обдувается воздухом,
который поступает из магистрали после крана питания. Если температура воз-
духа в кабине превышает 10-11°С, то биметаллическая спираль 5, удлиняясь,
замыкает подвижный контакт Ш с неподвижным П, включая электродвигатель
распределительного крана 525. В кабинный отсек через кран 525 подается
охлажденный воздух. При температуре ниже 10-11°С биметаллическая спираль 5
укорачивается, подвижный контакт Ш захыкается с другим неподвижным контак-
том 1, переключая электродвигатель крана 525. В кабинный отсек через кран
525 начинает поступать горячий воздух.
Для уменьшения колебаний температуры терморегулятор имеет электро-
магнитную катушку обратной связи 1, соединенную с потенциометром электро-
механизма. Один конец обмотки потенциометра и катушки обратной связи нахо-
дится под "плюсом", другой конец под "минусом", а ползунок потенциометра
связан со вторым концом обмотки катушки обратной связи. Чем больше повора-
чивается заслонка крана на подачу горячего воздуха в кабинный отсек, тем
бояыде напряжение на концах обмотки катушки обратной связи и притяжение
подмжного контакта.
Подвижный контакт 6, притягиваясь к катушке обратной связи, разры-
вает цепь и выключает электродвигатель крана 525 немного раньше, чем
температура в кабине достигает +10±4°С. Вследствие инерции систеш кран еще
некоторое время продолжает открываться, а температура в кабинах приближает-
ся к ♦10*4°С.
95
__________________И.1АИ1Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, СДМ0~"ТЧ?1Е СИСТЕМЫ
Рис.57. Терморегулятор ТРТВК-45М
1-электромагнит обратной связи ; 2-искрогасительный конденсатор ;
3-лимб ; 4-контактная панель; э-биметаллическая спираль с яко-
рем; 6-подвижный контакт; 7-неподвижные контакты.
Кольцевой воздухо-воздушный радиатор
Кольцевой воздухо-воздушный радиатор предназначен для охлаждения воз-
духа пеоед поступлением его во вторичный воздухо-воздушный радиатор. Он
представляет собой двухстеночный цилиндр, внутри которого точечной сваркой
приварен гофрированный лист. Волны-гофры расположены по окружности внут-
ренней стенки, являющейся каналом воздухозаборника.
Воздухо-воздушный радиатор имеет три штуцера. В один из них входит
горячий воздух, который проходит между стенкой воздушного канала и гофри-
96
ПЛАНЕР. СИЛСВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
рованным листом и выходит через второй штуцер.
Навстречу горячему воздуху между на] ужным листом и гофром, проходит
охлаждающий воздух, который забирается из воздушного канала через три от-
верстия и выходит через третий штуцер в атмосферу. Охлаждающий воздух дви-
жется под действием разности давлений в канале воздухозаборника и атмосфе-
ре.
Воздухо-воздушный радиатор 186А
Воздухо-воздушный радиатор 186А служит для вторичного охлаждения
”оздуха, поступающего из кольцевого воздухо-воздушного радиатора к турбо-
холодильнику - 2323.
Радиатор алюминиевый, плоские трубки с внутренней и наружной сторон
оребрены гофрированными пластинками. Принцип действия радиатора заключает-
ся в том, что горячий воздух, циркулирующий внутри трубок, отдает тепло
холодному воздуху, протекающему между трубками.
Турбохолодильник 2323
Турбохолодильник 2323 предназначен для охлаждения воздуха, поступаю-
щего из воздухо-воздушного радиатора 186А в герметический кабинный отсек.
Турбохолодильник состоит из двух основных частей: турбины и венти-
лятора, связанных между собой общим валом.
Принцип работы турбохолодильника состоит в следующем. Сжатый горячий
воздух от компрессора двигателя через воздухо-воздушные радиаторы посту-
пает и соплам турбины, где потенциальная энергия воздуха преобразуется в
кинетическую. Из сопел воздух с большой скоростью поступает на лопатки
диска турбины и приводит ее во вращение. Таким образом кинетическая энер-
гия воздуха превращается в механическую работу турбины.
Мощность, развиваемая ротором турбины, снимается вентилятором. Воз-
дух, совершив работу на лопатках диска турбины, теряя 90£ начальной своей
скорости, приобретенной в соплах турбины, сходит с лопаток, имея меньшие
скорости, давление и температуру» Через выходной патрубок охлажденный воз-
дух направляется в кабинный отсек самолета.
Обратный клапан 783И\
Обратный клапан 783И пропускает воздух только в одном направлении - от
двигателя в кабинный отсец, при остановке двигателя или повреждении трубо-
провода он перекрывает магистраль питания и препятствует утечке воздуха из
97
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
кабинного отсека.
На корпусе клапана выбита стрелка, указывающая направление движения
воздуха.
Кран питания кабины
Кран питания кабины (рис.58) установлен в задней кабине и крепится
на кронштейне к конструкции фюзеляжа.
Рис.58. Кран питания кабинного отсека и управление
им из передней и задней кабин
1-болт; 2-ролик; 3-ручка управления краном; 4-ролик; 5-корпус;
6-заделка троса; 7-тросы в боуденовской оболочке; 8-кронштейн
крепления крана; 9-ось крана с заслонкой; 10-корпус.
Кран состоит из корпуса 10, оси с заслонкой 9, ролика 4. Корпус крана
изготовлен из дуралюмина, а заслонка с осью - из стали.
Управление краном - тросовое, дистанционное, осуществляется из перед-
ней и задней кабин от ручек управления, установленных в кабинах на горизон-
тальных панелях правых пультов.
При повороте той или иной рукоятки в одно из положений "ОТКРЫТ” или
"ЗАКРЫТ" трос, соединяющий рукоятку с роликом 4 на кране, перемещается и
поворачивает ось с заслонкой 9 на угол»90° до упоров, открывая тем самым
проход воздуху в кабинный отсек или, наоборот, закрывая его.
98
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
3.	РАЗМЕЩЕНИЕ АГРЕГАТОВ
Агрегаты систеиы питания кабины размещены в следующих местах:
Кран-распределитель воздуха 525 - в носовой части фюзеляжа внизу,
на шпангоуте № 22.
Воздухо-воздушный радиатор — в носовой части фюзеляжа, между шпан-
гоутами № 20 и 22.
Вторичный воздухе—воздушный радиатор 186А - в носовой части фюзеляжа,
слева, между шпангоутами № 15 и 16а.
Турбохолодильник 2323 - в носовой части фюзеляжа, внизу, между шпан-
гоутами № 15 и 16а, справа.
Обратный клапан 783И - в кабинном отсеке, между шпангоутами N? 11 и
12.
Кран питания кабины - в кабинном отсеке у шпангоута R? 11.
Регулятор температуры ТРТВК-45М - в передней кабине, на шпангоуте
IE 10, вверху, слева.
Коллектор обдува откидных частей фонаря - на фонаре.
Клапан регулятора давления воздуха 520Т - в передней кабине, на шпан-
гоуте.
Регулятор давления воздуха АРД-57В - в кабинном отсеке, у шпангоута
IE 10, под подфонарной балкой, справа.
Предохранительный клапан 127Т - на шпангоуте IE 6, в отсеке оборудо-
вания.
Указатель высоты и перепада давления УВЦД-20 - в передней и задней
кабинах на приборных досках.
Четырехпозиционный переключатель управления системой питания - на
левом пульте в передней кабине.
99
*** *
CwS
1
Cwtr^
ЯйЬкИ
mu'iiww
mvtiK^
era
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Г л я u пятая
В31ЕТН0-П ОСА ОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
1. ОБкИЕ СВЕДЕНИЯ
Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из трехколесного,убира-
юпегося в полете шасси, посадочного тормозного парашюта, закрылков и сис-
темы СПС
Шасси самолета обеспечивает взлет и посадку самолета как с бетониро-
ванной ВПП, так и с грунта. Шасси состоит из двух основных стоек консольно-
го типа ж носовой стойки рычажно-прямостоечного типа. Носовая стойка уби-
рается в фюзеляж, вперед против полета. Основные стойки установлены в консо-
лгх крыла, в которые они укладываются при уборке, а колеса, разворачиваясь
относительно стоек на угол 67°, убираются в фюзеляж.
Носовая стойка оснащена колесом КТ-102 размером 500x180 с воздушным
дисковым тормозом. Основные стойки оснащены колесами КТ-92Б размером
800x200 с воздушными дисковыми тормозами.
В выпущенном положении носовая стойка удерживается механическим зам-
ком и гидрозамком, основные стойки удерживаются даливдрами-подкосами с
кольцевыми механическими заиками ж гидрозамками.
В убранном положении все стойки удерживаются механическими замками.
Уборка и выпуск ласси (как из передней так и из задней кабин) осуществляет-
ся гидросистемой, аварийный выпуск - аварийной воздухосмстемой. В случае
необходимости носовая стойка может быть выпущена автономно специальной ру-
кояткой (из передней кабины) с тросовой проводкой, открывающей механичес-
ки! замок убранного положения.
Выход носового колеса из ниши фюзеляжа происходит под действием соб-
ственного веса и воздушного потока.
Амортизаторы всех трех стоек - гиДроазотного ила с торможением на
прямом и обратном ходе, размещаются внутри стоек. Верхние полости основных
101
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
стоек используются в качестве баллонов основной воздухосистемы.
Шасси оборудовано световой сигнализацией (щиток ППС-2МК в кабинах),
а также лампами внешней сигнализации, установленными на всех трех стойках.
Основные технические данные шасси
Наименование	Основные стойки	Носовая стойка
Тип амортизации	Гидроаз отный	Гидроазотный
Рабочая жидкость применяемая	АМГ-10	АМГ-10
в амортизаторах	ГОСТ 6794-53	ГОСТ 6794-53
Полный ход амортизатора	230±2 мм	86*2 мм
Размер и тип колес	800x200	500x180
	(КТ-92Б)	(КТ-102)
Начальное давление азота в	30+1 кг/см2	
амортизаторе при нормальном		
и максимальном взлетном весе:		
с бетонированной ВПП		34±1 кг/см2
с грунтовой ВПП		37±1 кг/см2
Давление в пневматиках (ши-		
нах) при нормальном и максималь-		
ном взлетном весе при эксплуа-		
тации:		
с бетонированной ВПП	8+0»5 кг/см2	7*0*5 кг/см2
с грунтовой ВПП	7,5+0*5 кг/см2	
Колея	2787±20 мм	—
База		4710±20 мм
Тормозной парашют, предназначенный для сокращения пробега самолета
при посадке, расположен в хвостовой части фюзеляжа. Управление выпуском и
сбросом тормозного парашюта осуществляется от воздухосистемы при помощи
кнопок, установленных в передней и задней кабинах.
102
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
2. НОСОВАЯ СТОЙКА ШАССИ
Конструкция  установка
Носовая стойка шасси убирается вперед против полета в нишу фюзеляжа,
расположенную между шпангоутами N? 3 и 7. Крепление стойки осуществлено в
нижней частя шпангоута № 6. Стойка навешена на ось, которая закреплена во
втулках шпангоута. Относительно этой же оси происходит поворот стойки при
ее уборке. Гидроцилиндр уборки и выпуска стойки закреплен на панели у
шпангоута ₽ 5.
Носовая стойка (рис.59) оборудована гидроазотным амортизатором, рас-
положенным внутри стойки, колесом КТ-102 (8) с дисковым тормозом, механиз-
мом возврата колеса в нейтральное положение по полету, который размещен
внутри стойки.
При рулении, когда амортизатор обжат, механизм выключается и колесо
может разворачиваться. При валете, когда с амортизатора снимается нагруз-
ка, механизм включается и стопорит колесо в нейтральном положении (по полету)
Гаситель колебаний (демпфер) И с нелинейным приводом к нему 12 пред-
назначен для предупреждения возникновения незатухающих колебаний ("шимми”)
колеса при разбеге и пробеге самолета. Носовая стойка имеет также концевой
выключатель ВК2-14СР сигнализации выпущенного положения стойки 2, упор вы-
пущенного положения 3, систему автономного выпуска стойки с ручкой 4, кон-
цевой выключатель ВК2-14СР сигнализации убранного положения стойки 5, лам-
пу внешней сигнализации выпущенного положения 7, щитки ниши под стойку 10,
пружинный механизм выпуска и уборки щитков 9.
Общий вид носовой стойки шасси показан на рис. 60.
По схеме работы, стойка (рис.61) относится к полурычажному типу.
Конструктивно она состоит из стакана 1, штока 2 и вилки 3.
Стакан - сварной, изготовлен из высокопрочной стали, состоит из двух
частей: верхней 4 и нижней 5. Верхняя часть стакана представляет собой
втулку 6 с рогом. Через втулку проходит ось подвески стойки к фюзеляжу.
В верхней части стакана 4 смонтирован штырь 7 замка убранного и вы-
пущенного положения стойки. Штырь поджат снизу пружиной и при нажатии на
него может утапливаться внутри стойки. Серьгой и болтом штырь связан с ци-
линдром уборки и выпуска стойки таким образом, что при начале уборки ши
выпуска стойки штырь утапливается внутрь рога.
Нижняя часть стакана представляет собой цилиндр, на котором смонгиро-
105
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ЯП
Рис.59. Установка носовой стойки шасси
1-цилиндр выпуска и уборки стойки; 2-концевой выключатель
сигнализации выпущенного положения стойки; 3-упор стойки
в выпущенном положении; 4-ручка автоно*«ого выпуска но-
совой стойки; 5-концевой выключатель сигнализации убран-
ного положения стойки; 6—замок убранного положения стой-
ки; 7-лампа внешней сигнализации выпущенного положения но-
совой стойки; 8-колесо; 9-пружинный механизм выпуска и убор-
ки щитков носовой стойки; 10-щитки ниши под носовую стойку;
11-гаситель колебаний; 12-нелинейм>&. привод.
ван поворотный узел 10, соединенный с вилкой 3, а также гаситель колебаний
—О
11 и упоры, ограничивающие поворот узла в пределах 47 _j°-
Внутренняя полость нижней части стакана использована под амортизатор.
Для зарядки амортизатора в верхней частя стакана имеются два втуцера 24 и
25, один из которых служит для заливки масла АМГ-10 и зарядки азотом, а
другой для слива излишнего объема масла АМГ—10 при заливке и заправке
амортизатора. В средней пасти стакана установлена втулка 23 с кольцом кла-
пана торможения 13.
104
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.60. Общий вид носовой
стойки шасси
1-цилиндр выпуска и уборки
стойки; 2-серьга; 3-болт сое-
динения серьги с цилиндром
уборки; 4-пружина; 5-верхний
стакан стойки; 6-лампа внеш-
ней сигнализации выпущенного
положения стойки; 7-нижний
узел стойки; 8-шток стойки;
9-чтуцер тормозов; 10-трос за-
земления; 11-болт соединения
серьги со штырем стойки; 12-
штырь-фиксатор стойки; 13-га-
ситель колебаний; 14-нелимей-
ный привод к гасителе колеба-
ний; 15-вилка стойки; 16-ату-
цер зарядки камеры; 17-колесо;
18-инерционный датчик
УА-24/2М-10.
ток 2 состоит из двух частей соединенных между собой механическим
мариконым замком 12. В верхней части штока 16 смонтирована втулка 14 с
уплотнительньпа кольцами 15. На нижней части штока 17 закреплена профили*
ревенная агулка 18 механизма возврата колеса в нейтральное положение. От-
ветная прюфмлмрова*в<ая втулка 19, которая является второй опорой штока,
закреплена в шжней части стакана. Профилированные втулки установлены та-
ким образом, что при полностью выпушенном штоке колесо находится в ней-
тральном положении.
При обжатии амортизатора втулки 19 и 18 выходят из зацепления, обес-
печивая тем самым свободное вращение штока. На нижнем конце штока привари—
105
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
1-стакан;
Рис. 61. Конструкция КОСОВО,,
стойки шасси
2-шток; 3-вилка;
Чисть стакана; 3—*.иь—
стакана; 6-втулка под
замка убранного и выпу-
полоаения стойки; 8-ка-
ссрьга нелинейного при-
носовой стойки к гасите-
Цилиндр
A-J?
№
Wew Wr-fO
'при ofytomav
окюр'пизатаре
и i/борхи нас сбои
стоики
ач
'° 9 8
гг
23
'В
19
14
12-----
^ьЙгуттй- Технической
I	азот .__
В ИрсЯень ЯПг /о
пои необяеат»
аноптизаторе
Песто Л
Песто Г
няя часть
ось подвески стойки к фюзеляжу;
7-штырь
щенного
чалка и
вода от
лю колебаний; 9-болт крепления
качалки нелинейного привода к
поворотному узлу; 10-никний по-
воротный узел стойки; 11-гаси-
тель колебаний; 12-механический
шариковый заыок; 13-кольцо кла-
пана торможения; 14-втулка;
15-уплотнительное кольцо;
16-верхняя часть штока; 17-ниж-
няя часть штока; 18-профилирован-
ная втулка на штоке; 19-профили-2е
рованная втулка на стакане;
20-втулка штока под ось подвес-
ки вилки; 21-тяга; 22-гайка;
23-втулка; 24-штуцер зарядки
гидросмесью и азотом; 23-конт-
рольный штуцер; 26-нижний под-
шипник; 27-верхний подшипник.
гз
ЯНГ ю
Нрсто О

106
ПЛ АНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
вается втулка 20, через которую проходит ось крепления вилки колеса. Отно-
сительно этой оси происходит вращение вилки при обжатии амортизатора. Шток
изготовлен из высокопрочной стали ЗОХГСНА.
&1лка колеса 3 выполнена в виде рычага, на одном плече которого смон-
тировано колесо, а другое через качалку 21 соединено с поворотным узлом на
стакане. Конструктивно вилка состоит из двух полувилок, соединенных между
собой осью, посредством которой вилка крепится к штоку амортизатора. Полу-
вилки изготовлены из стали ЗОХГСНА. Вилка стойки 3 со штоком 2 имеет воз-
можность свободно вращаться вместе с нижним поворотным узлом стойки 10,
обеспечивая разворот самолета при рулежке.
Щитки носовой стойки (рис.62) закрывает вырез в фюзеляже при убран-
ном положении стойки. Они выполнены в виде ~вух симметричных частей 1,
каждая из которых шарнирно подвешена на крек* тейнах и имеет механизм убор-
ки. Механизм уборки каждого щитка состоит из тяги 2, тяги 6 с карданом и
качалок 12. Качалки соединены между собой трубой 8. При подъеме стойки вил-
ка колеса нажимает на трубу 8, растягивает пружину 9, тяги с и 6 складывают-
ся и щитки закрываются. Пои выпуске стойки, вилка колеса отходит от трубы 8,
а тяги 2 и 6 распрямляются под действием пружин 9. В открытом и закрытом
положениях щитков детали механизма образуют кинематические замки, которые
удерживают щитки от закрытия и открытия внешними силами.
Амортизатор
Амортизатор предназначен для поглощения работы внешних сил, действую-
щих на колесо при взлете, посадке и рулежке. Тип амортизации - гидроазот-
ный. Рабочими средами является масло AiiT-10 и азот. Полный ход амортизатора
о	р
составляет 86+^ мм при начальном давлении в амортизаторе 34^1 кг/см .
Конструктивно амортизатор (рис.63) состоит из цилиндра 1, поршня 2,
клапана обратного торможения и втулки 3 с уплотнительными кольцами 11. Кла-
паном обратного торможения служит чугунное разжимное кольцо 4. В качестве
цилиндра 1 используется нижняя часть стакана носовой стойки, в качестве
поршня 2 шток стойки, на котором установлена втулка 3 с уплотнительными
кольцами 11.
Кинетическая энепгия при посадке поглощается амортизатором вследствие
перетекания жидкости через отверстия 5 во втулке цилиндра и отверстия 10 в
поршне, а также сжатия азота.
При прямом ходе (обжатии амортизатора) разжимное кольцо 4 под дейст-
вием давления жидкости прижимается к верхней опоре цилиндра 1, жидкость из
полости Ш перетекает в полости 1 и П через два отверстия 5 в цилиндре 1 я
107
301
Рис. 62. Механизм уборки шитка носовой стойки
1- правый щиток носовой стойки; 2-тяга; 3-упорный болт убранного
положения; 4-кулиса с карданом; 5-кардан; 6-тяга; 7- вилка носового
колеса; 8-труба; 9-пружина; 10-кронштейн; 11-упор выпущенного поло-
жения; 12-качалка.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМО.'FiHLJC . ИСТЕМЬ!
Мдцдло ПРЯМОГО ХШ
Рис. 63. Схема работы амортизатора носовой стойки
шасси
1-цилиндр; 2-поршень; 3-втулка; 4-чугунное разжимное кольцо; 5-прохолные
отверстия во втулке цилиндра; 6-отверстие в замке кольца; 7-верхняя букса
поршня; 8-кольневая проточка; 9-шлицы; 10-отверстие в поршне; 11-уплотни-
тельные кольца; 12- шапик.
109
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
щель 6 между торцами кольца 4, и через шлицы 9 на поршне 2 в начале хода.
Так как объем жидкости в полости П1 больше, чем в полости П, то излиш-
ки жидкости из полости П1 перетекают в воздушную полость поршня 2 через от-
верстие в стенке поршня.
При обратном ходе поршня 2, под действием сжатого азота, кольцо 4
перемещается вниз под давлением жидкости в полости II и перекрывает щель в
цилиндре 1. В этом случае жидкость проходит из полостей 1 и II в полость Ш
только через отверстие 6 в замке кольца 4. При обратном ходе суммарная
площадь проходных сечений равна 3,3 мм\ Вследствие уменьшения площади
проходных сечений для жидкости происходит торможение поршня.
Для восполнения объема недостающего количества жидкости в полости Ш
при обратном ходе и для подготовки амортизатора к следующему удару, на
верхней буксе поршня 2 и на верхней его части имеются специальные шлицы 9,
а на имливдре 1 - кольцевая проточка 8, через которые жидкость имеет воз-
можность перетекать из полостей II и I в полость Ш в конце обратного хода
амортизатора.
При нагрузке от взлетного и посадочного веса самолета амортизатор
имеет предварительное обжатие, что смягчает удары при рулежке, взлете и
посадке. Поглешенная энергия рассеивается в виде тепловой энергии.
Колесо КТ-102
Колесо КТ-102 (рис.64) размерами 500x180 снабжено шиной арочного ти-
па, дисковым тормозом и инерционньш датчиком.
Конструктивно колесо состоит из барабана 7 с двумя съемньвм полуре-
борцаш 4, устанавливаемого на ось шасси через втулку 24 на двух радиально—
упорных роликоподшипниках 21, дискового тормоза, крепящегося к фланцу шас-
си восемью болтаис через отверстия на фланце корпуса 8, инерционного дат-
шша автоматического торможения 20, включаемого в систему автоматического
торможения самолета, кронштейна 14 для крепления инерционного датчика 20
я шины арочного типа 2, смонтированной на барабане.
Барабан 7 представляет собой штамповку из сплава ВМ65-1, наружная
поверхность обода барабана имеет специальный профиль, необходимей для нор-
мальной работы шины.
Для обеспечения монтажа шины один борт барабана выполнен съемным в
виде двух полуреборд, которые от осевого смещения удерживаются на барабане
своими кольцевыми выступами, входящими в канавку на барабане,  буртиком
барабана, а от поворота - шпонками 22. Между собой полуреборды соединяются
серьгами 6 и олтами о. На внутренней поверхности обода барабана имеются
ПС

Рис. 64. К о л е с о КТ-102
I - колпачок; 2 - авиашина; 3 - вентиль; 4 -полуреборда;
5 - болт; 6 - серьга; 7 - барабан; 8 - корпус тормоза;
9 - диск металлокера-ичес.сий; 10 - диск биметаллический;
II - кольцо войлочное; 12 - колпачок; 13 - шестерня;
14 - кронштейн; 15 - кольцо; 16 - кольцо войлочное;
17 - обойма; 18 — шайба стопорная; 19 - гайка;
20 - инерционный датчик; 21 - роликоподшипник; 22 - шпон-
ка; 23 - направляющая; 24 - втулка; 25 - втулка распор-
ная; 26 - стержень; 27 - гайка; 28 - диск нажимной;
29 - крышка; 30 - блок цилиндров; 31 - пружина;
32 - втулка; 33 - гайка компенсационная; 34 - кольцо
компенсационное; 35 - сектор стопорный; 36 - крышке;
37 - плунжер; 38 - кольцо стопорное; 39 - шток;
40 - поршень; 41 - гильза; 42 - уплотнительное кольцо;
43 - штуцер; 44 - гайка; 45 - шайба; 46 - уплотнитель-
ное кольцо; 47 - сигнализатор.
ПЧАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, С* МОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
девять, равномерно расположенных по окружности, пазов. В пазы запрессованы
направляющие 23, в которые входят своими шипами металлокерамические диски 9.
Вращение колеса осуществляется на двух конических радиально—упорных
роликоподшипниках 21. Наружные кольца роликоподшипников запрессованы в
ступицу барабана, а внутренние обоймы с роликами монтируются на втулке 24
и затягиваются гайкой 19, которая контрится стопорной шайбой 18. Правиль-
ная затяжка роликоподшипников обеспечивается распорной втулкой 25. С внеш-
них сторон подшипники защищены сальниками, предохраняющими их от засоре-
ния и вытекания смазки.
Дисковый тормоз состоит из корпуса 8, блока цилиндров 30, трех би-
металлических дисков 10, четырех металлокерамических дисков 9, нажишюго
диска 28, двенадцати поршневых групп с уплотнительными элементами, крыпки
36, компенсационного кольца 34, двух стопорных секторов 35, четырех узлов
растормаживания, штуцера с крепежными и уплотнительными деталями, служа-
щего для присоединения тормоза к системе управления тормозами и сигнали-
затора 47.
Блок цилиндров 30 фиксируется на корпусе тормоза. В осевом направ-
лении он удерживается стопорными секторами 35. От проворачивания блок ци-
линдров удерживается сухарем, входящим в паз на корпусе тормоза и в паз
блока.
Биметаллические диски 10 выполнены из отдельных секторов, попарно
склепанных на кольце. Каждый сектор представляет собой стальной листовой
каркас из стали, залитый с одной стороны легированным чугуном. Шипами
секторов биметаллические диски входят в пазы корпуса тормоза и перемещают-
ся в осевом направлении при торможении.
Металлокерамические диски 9 выполнены из отдельных секторов, скле-
панных попарно на стальном каркасе. Каждый металлокерамический сектор
пр лстаааяет собой каркас из листовой стали с припеченным с одной сторо-
ны слоем металлокерамики. Металлокерамические диски совместно с биметал-
лическими дискам образуют фрикционные пары трения. Стальной каркас метал-
локерамического диска своими шипами входит в направляющие барабана. При
впицении колеса металлокерамические диски вращаются вместе с ним.
Корпус тормоза представляет собой поковку из легированной стали, к
фланцу корпуса тормоза приклепан” биметаллические секторы. Нажимной диск
28 состоит из стального диска, к которому приклепаны биметаллические сек-
торы. Шипы диска входят в пазы корпуса тормоза.
Каждая поршневая группа состоит из поршня 40, штока 39, плунжера 37,
стопорного кольца 38 л уплотнительных элементов 42, в которые входят рези—
П1
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
новые уплотнительные кольца и защитные фторопластовые шайбы. Полость меж-
ду плунжерами 37 и штоком 39, заполнена смазкой. Плунжер рабочим давлением
вытесняет смазку через отверстия в поршне на поверхность поршня, чем осу-
ществляется принудительная смазка трушихся поршней и гильзы, а также
улучшается герметичность узла.
При подаче воздуха в тормоз поршни 40 начинают движение вперед, пе-
ремещают нажимной диск в осевом направлении, сжимал пружины узлов растор-
маживания.
Выбрав зазор между дисками, они сжимают пакет дисков и происходит
торможение колеса. Максимальный допускае.мый выход поршней 14 мм (опреде-
лять по сигнализатору'. Если выход поршней достиг 14 мм, необходимо перес-
тавить компенсационное кольцо 34 к стопорному сектору 35. При выходе поршней
на 14 мм после перестановки компенсационного кольца необходимо металлоке-
рамические диски заменить на новые.
При сбросе давления пружины отжимают нажимной диск в обратную сторо-
ну и колесо растормаживается. Эти пружины рассчитаны на рабочий ход около
8 мм.
При утопании торцов втулок 32 относительно торцов бобышек на вели-
чину 7+8 мм (в заторможенном тормозе), что соответствует износу после 100
взлето-посадок, необходимо произвести перерегулировку узлов растормажива-
ния, выворачивая гайки 33 до получения утопания втулок 2-3 мм.
Инерционный датчик 20 тремя болтами крепится к кронштейну 14. Зуб-
чатое колесо датчика входит в зацепление с зубчатым колесом барабана. От
засорения зубчатое зацепление предохраняется сальником кронштейна.
Гаситель колебаний
/демпфер "шимми"/
Гаситель колебаний (рис.65) служит для предупреждения возникнове-
ния незатухающих колебаний колеса ("шимим"), возникающих при движении са-
молета по земле (на пробеге и разбеге). Он установлен на средней части
носовой стойки (на нижнем стакане) и связан с поворотным узлом стойки
через механизм нелинейной передачи.
Гаситель колебаний поршневого типа, состоит из корпуса 2, поршня 17
с двумя обратными клапанами 14, поводка 13, уха крепления 16, заливных
пробок 5 и 1 и крышек 12. Гаситель колебаний имеет три камеры: две рабочих
и одну компенсационную. Рабочие камеры образовав внутренними стенками
корпуса 2, т оцами поршня 17 и крынками 12. Камеры заполняются маслом А11Г-10
На валу поводка 13 имеются два опорных пояска и хвостовик со шлицами, на
112
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Место я
Рис. 65. Гаситель колебаний
1-пробки заливных отверстий; 2-корпус гасителя; 3-корпус компенсационной
камеры (компенсатора); 4-шариковый обратный клапан; 5-заЛивная пробка;
6-шток с поршнем; 7-пружина шарикового клапана; 8-пружины поршня компен-
сатора; 9-уплотнительное кольцо поршня, 10-уплотнительное кольцо корпуса
компенсатора; П-уплотнительное кольцо корпуса гасителя; 12-крышка;
13-поводок; 14-обратный клапан; 15-дроссель; 16-ухо крепления; 17-поршень;
IB-боковой -канал в поршне; 19-уплотнительное кольцо.
ИЗ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
которые надевается качалка. При повороте вправо или влево вилки с колесом,
поводок 13 приводит в движение поршень 17, который перемещает жидкость из
одной рабочей камеры в другую.
Сквозной канал, соединяющий правую и левую рабочие кадзры, имеет с
двух сторон стальные пробки с дроссельными отверстиями 15 диаметром 0,7 мм.
Поршень, перемещаясь и выдавливая масло через канал с дросселем, пре*
одолевает большое сопротивление. Таким образом, при возникновении колеба*-
ний энергия колеблющейся массы (колесо, вилка, поворотный узел) расходуется
на преодоление сопротивления при перетекании жидкости и на нагрев масла и
колебания затухают.
«Для стравливания давлений, возникающих в рабочих камерах при повьше-
нии температуры масла, канал соединен с компенсационной камерой отверстием
диаметром 0,4 мм. В верхней части гасителя колебаний имеется компенсацион-
ная камера,которая служит для подпитки рабочих камер маслом АМГ-10 при об-
разовании утечек, а также выполняет роль температурного компенсатора, поз-
воляющего маслу свободно расширяться при нагреве и сжиматься при охлаждении,
не образуя пустот.
Компенсационная камера состоит из корпуса 3, штока с поршнем 6, внут-
ри которого расположен шариковый обратный клапан 4 и пружин 8, обеспечи-
вающих постоянное подлавливание 2т4 кг/см^.
В поршне с двух сторон размещены обратные клапаны тарельчатого типа
14 с торцовым резиновым уплотнением. Центральные отверстия боковыми свер-
лениями 18 соединены с компенсационной камерой.
Обратные клапаны 14 обеспечивают свободное перетекание смеси из ком-
пенсационной камеры в рабочие и закрывают проток жидкости из рабочих камер
в компенсационную при работе демпфера. Шариковый обратный клапан 4 служит
для стравливания излишков жидкости из компенсационной камеры при ее зап-
равке.
Корпус 2 гасителя колебаний - стальная штампованная деталь; поршень
17 изготовлен из высокопрочного антифрикционного чугуна. Поводок 13 вы-
полнен из высокопрочной стали.
Для контроля заполнения гасителя колебаний жидкостью АМГ-10 на штоке
компенсационной камеры имеются риски. Совмещение белой контрольной риск на
штоке с плоскостью верхней крышки компенсационной камеры соответствует нор-
мальному заполнению гасителя колебаний жидкостью АМГ-10 при температуре
20±10°С.Выше белой риски на штоке нанесена красная контрольная риска, со-
ответствующая малому количеству жидкости.
Периодически производится дозаправка компенсационной камеры гасителя
114
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
колебаний жидкостью АМГ-10. Для дозаправки вывертывается заливная пробка 5
из штока компенсатора, ввертывается переходник, затем подсоединяется прис-
пособление для заправки ж рабочая жидкость накачивается в компенсационную
камеру до мерной риски. Излишки жидкости стравливаются из камеры путем на-
жа~ия дуралюминовым стержнем на шариковый обратный клапан 4.
Поводок демпфера кинематически связан нелинейным приводом (рис.66)
с поворотной частью носовой стойки. Привод выполнен в виде передачи, сос-
тоящей из серьги 3, связанной с поводком 5, и качалки 4, жестко закреплен-
ной на поворотной части носовой стойки 1.
Рис.66. Схема работы нелинейного привода от
носовой стойки к демпферу
1—нижний поворотный узел; 3-гаситель колебаний;
3-серьга; 4-качалка; 5-поводок.
115
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Нелинейная передача действует следующим образом. Качалка 4 одной
стороной жесткЬ связана с поворотной частью одним болтом, а другой сторо-
ной крепится с двумя серьгами 3, которые подвешены к поворотной части демп-
фера, надетой на ось поводка 5. Механизм нелинейной передачи способствует
предотвращению появления незатухающих колебаний колеса ("шимми") при малых
углах отклонения до ^15° от нейтрали и делает колесо малочувствительным
к развороту при больших углах отклонения (±47°), что облегчает рулежку
самолета.
При повороте нижнего узла стойки вправо или влево, совместно с вилкой
и колесом нелинейный механизм приводит в движение хомут демпфера, жестко
соединенный с поводком. При отклонениях вилки с колесом на небольшие углы
нелинейный механизм обеспечивает большие угловые перемещения поводка демп-
фера, что способствует гашению колебаний.
При отклонениях вилки с колесом на значительные углы поводок демпфе-
ра отклоняется на очень незначительные углы. Работы на демпфер в этом слу-
чае почти не затрачиваются.
Замки убранного и выпущенного положения
Механический замок убранного положения носовой стойки (рис.67) ус-
тановлен в нижней части шпангоута N? 7а. Замок состоит из опорного рычага
4, кулачка 2 и рычага 1, закрепленных на одной оси, концевого выключателя
5, пружин 3 и сварного кронштейна 6, закрепленного на раме болтами. При
уборке носовой стойки штырь замка, находящийся в роге столки, подходит к
опорному рычагу 4 и, скользя по нему, подходит к прорези кронштейна 6 и
утапливается в ней.
Опорный рычаг 4 препятствует обратному отходу стойки (зазор между
штырем стойки и опорным рычагом замка должен быть 0,2-0,5 мм). Дальнейший
ход на уборку ограничивается самим цилиндром уборки носовой стойки. При
этом рычаг 7 отжат от концевого выключателя 5 специальным упором, имеющим-
ся на носовой стойке и жестко связанным со штырем замка. В этом случае на
пилотажно-посадочных щитках сигнализации в передней и задней кабинах горят
красные сигнальные лампы.
При выпуске шасси штырь замка под действием силы от штока гидроци-
линдра утапливается и выходит из-под опорного рычага 4, который удержи-
вается от проворачивания кулачком 2. При этом сам замок не срабатывает.
Срабатывание рычагов замка осуществляется только при автономном аварийном
выпуске носовой стойки.
Пб
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 67. Замок убранного положения носовой стойки шасси
и установка концевых выключателей убранного и выпущенного
положения
a-выпуск носовой стойки от гидросистемы или аварийный выпуск от воздухо-
системы (замок закрыт; штырь носовой стойки утоплен, концевой выключатель
разомкнул цепь сигнализации, красная лампа гаснет); б-автономный выпуск
носовой стойки от ручек сброса стойки (замок открыт, штырь носовой стойки
не утапливается, концевой выключатель разомкнул цепь сигнализации, красная
лампа гаснет).
1-рычаг; 2-кулачок; 3-пружины; 4-опорный рычаг; 5-концевой выключатель
BK2-I40P; 6-кронштейн; 7-рычаг сигнализации; 8-трос от ручки автономного
сброса стойки; 9-регулировочный винт; 10-колпачок.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
При выпуске носовой стойки рычаг 7 освобождается и под действием
пружины 3 поворачивается, нажимая на шток концевого выключателя 5. В этот
момент красная сигнальная лампа на щитке сигнализации гаснет. В выпущенном
положении стойка отжимает рычаг от штока концевого выключателя выпущенного
положения и на щитках сигнализации загораются зеленые сигнальные лампы.
В выпущенном положении стойка (см.рис.59) фиксируется механическим
замком и гидрозамком. Механический замок расположен на панели жесткости
пола кабины у шпангоута № 6, гидрозамок закреплен в нише носовой стойки.
Механический замок представляет собой упор, в который заходит штырь
находящийся в роге стойки. При подходе к упору штырь скользит по наклонной
гцрскости упора, утапливаясь в рог. Дойдя до края упора, штырь выходит из
рога передней столки и заходит за упор, препятствуя обратному отходу стой-
ки.
При уборке шасси штырь под действием силы от штока гидроцилиндра
утапливается внутрь стойки, не препятствуя выходу стойки из-за упора.
Автономный аварийный выпуск носовой стойки
В случае посадки самолета с невыпущенным шасси производится аварий-
ный автономный выпуск носовой стойки шасси из передней кабины от специаль-
ной рукоятки,установленной на полу кабины у правого борта.
Работа замка yOpaiworo положения при автономном выпуске носовой стой-
ки показана на рис.67.
Рукоятка автономного выпуска стойки тросовой проводкой связана с ры-
чагом 1. При действии рукояткой рычаг 1 вместе с кулачком 2 поворачивает-
ся, освобождая опорный рычаг 4, который под действием стойки выходит из
зацепления с кулачком 2 и освобождает стойку. Под действием собственного
веса стойка выходит из ниши фюзеляжа и встречным потоком воздуха дожимает-
ся в выпушенное положение.
3.	ОСНОВНЫЕ СТОЙКИ ШАССИ
Конструкция и установка
Основные стойки установлены в консолях крыла. При уборке стойка ук-
ладывается в крыло, а колесо, разворачиваясь под действием механизма раз-
ворота относительно стойки на угол 87°, убирается в нишу фюзеляжа, распо-
ложенную между шпангоутами № 16 и 20. Стойка навешивается на съемный оси,
установленной в отверстие бобьшки главной балки, и опорной втулкой переднего
лонжерона.
118
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Гидроцилиццр уборки и выпуска стойки является одновременно удержива-
ющим силовым подкосом стойки в выпущенном положении, воспринимает нагрузки
и передают их на конструкцию крыла. Гидроцилиндр оборудован кольцевым меха-
ническим замком и гидрозамком.
Крепление гидроцилиндра к крылу осуществляется силовым узлом, распо-
ложенным около переднего лонжерон^, крыла, крепление цилиндра к стойке-по-
воротным болтом подкоса.
Установка основной стойки показана на рис.68. Основная стойка шасси
оборудована гидроазотным амортизатором, колесом КТ-92Б с воздушными дис-
ковыми тормозами и механизмом разворота полуоси колеса с кинематическим
замком для фиксирования полуоси с колесом в выпущенном положении шасси.
По конструкции основная стойка (рис.69) - консольного типа, состоит
из стакана 1, штока 7, полуоси 14, шлиц-шарнира, состоящего из верхней и
нижней траверс 8 и 11, амортизатора, размещенного внутри стойки и тяг ме-
ханизма разворота колеса.
Стакан является основным силовым элементом стойки и состоит из двух
частей: верхней и нижней, штампованных из стали ЗОХГСНА. и сваренных между
собой. Верхняя часть стакана представляет собой пустотелый цилиндр со
втулкой под ось подвески стойки. Внутренняя полость цилиндра используется
как баллон сжатого воздуха объемом 2,2 л с давлением 110-130 кг/см^.
Нижняя часть стакана также представляет собой пустотелый цилиндр с
приливами. К нему крепятся цилиндр уборки и выпуска стойки, зарядный шту-
цер амортизатора, болты крепления щитка стойки и ухо для транспортировки
и подцепки тросов для гонки двигателя на земле. Вверху имеется стенка, при-
дающая ему жесткость и выполняющая роль дна воздушного баллона, отделяя
баллон от амортизатора. Нижняя часть стакана является наружной гильзой
амортизатора. Стенка со стороны амортизатора имеет ушки для крепления
плунжера амортизатора.
Шток состоит из двух частей, штампованных из стали ЗОХГСНА., соединен-
ных между собой сваркой. Верхняя часть штока представляет собой толстостен-
ную трубу с упором внутри под вставное донышко и наружной резьбой в верх-
ней части под верхнюю буксу и под корпус клапана обратного торможения,
который является одновременно упором при обратном ходе.
В важней части штока крепятся полуось и нижняя траверса шлиц-шарнира,
а также имеются отверстия для качалки, являющейся эвеном кинематического
замка выпушенного и убранного положений. Торцевая стенка нижней части што-
ка воспринимает нагрузки от полуоси при посадке самолета.
Шток стойки имеет две опоры на стакане - верхнюю и нижнюю буксы - и
119
tv
Рис. 68. Установка основной стойки шасси
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
2-цилиндр выпуска и уборки; 3-фюзеляжный щиток: 4-регулировочный
. _ —	. С лп, г,^п,„пччп nmnilvil •	£—TIUTrnnaailAV • ’7_ll!UTniZ ИП ЛФЛЙ1Г«Ц
II-колесо
I-аамок подвески основных стоек шасси; 2-цилиндр выпуска и уборки; 5-фюзеляжный щиток; ч-регулировочны,
болт сигнализации выпущенного положения стойки; 5-ось вращения стойки; б-гидрозамок; 7-щиток на стойке
8-механизм разворота полуоси колеса при уборке; 9-основная стойка шасси; 10-щиток на траверсе; 11-коле^
КТ-92Б: 12-аамок убранного положения фюзеляжного щитка: 13-цилиндр управления фюзеляжным щитком,
14-инерционный датчик УА27А-9.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 69. Конструкция основной стойки шасси
1-стакан стойки; 2-болт цилиндра выпуска и уборки; 3-плуняер стойки;
4-регулировочная тяга; 5-верхняя букса; 6-качалка; 7-шток стойки; 8-верх-
няя траверса; 9-тяга; 10-качалка; П-нианяя траверса; 12-качалка; 13-скоба;
14-полуось стойки; 15-зарядный клапан.
121
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
работает как балка на двух опорах, воспринимая напряжения от сжатия и из-
гиба. Полуось 14 выполнена из стали ЗОХГСНА, имеет фланец для крепления
тормоза колеса и проушины для крепления к штоку, а также консольно выне-
сенную проушину, к котопой крепится звено кинематического замка, запираю-
щего полуось в вылущенном положении. Полуось со штоком соединяется при помощи
специальной оси. Шлиц-шарнир состоит из верхней и нижней траверс 8 и 11,
штампованных из стали ЗОХГСНА. Верхняя траверса 8 крепится к нижней части
стакана на оси, на которой установлена также качалка 6 механизма разворота
колеса.
Траверса имеет отверстия для крепления щитка, закрывающего вырез в
крыле под стойку. Нижняя траверса 11 соединяется со штоком осью, на которой
установлена также качалка 12 механизма разворота колеса. К оси нижней тра-
версы крепится скоба 13 подвески стойки на замок в убранном положении стой-
ки.
Крутящий момент с оси колеса передается на стакан стойки при помощи
верхней и нижней траверс, которые при обжатии стойки имеют возможность
складываться. Верхняя и нижняя траверсы не дают возможности штоку провора-
чиваться относительно стакана.
Вырез в фюзеляже под колесо закрывается щитком, шарнирно подвешен-
ным на лонжероне фюзеляжа. Выпуск и уборка щитка осуществляется специаль-г
ным цилиндром с шариковым замком вылущенного положения.
В убранном положении щиток колеса запирается на замок, который меха-
нически связан с замком основной стойки шасси и открывается одновременно
с последним.
Вырез в крыле под стойку закрыт двумя щитками - вдаток стойки и щит-
ком траверс. Эти щитки жестко связаны со стойкой. Щиток стойки прикреплен
на стакане основной стойки, а щиток траверс на верхней траверсе.
Амортизатор
Амортизатор основной стойки (рис.70) - гидроазотный, плунжерного ти-
па, с торможением на прямом и обратном ходе. Максимальный ход амортизатора
при полном его обжатии 230^^ мм. Амортизатор заряжается маслом АМГ-10 в ко-
3	2
личестве 2200 см и техническим азотом до давления 30+1 кг/см . Плунжер амор-
тизатора 4 сверху имеет шариковую опору, снизу - доньшко с отверстием для
перетекания масла при обжатии амортизатора.
Доныпко плунжера имеет цилиндрическую проточку, в которую вставляет-
ся чугунное разжимное кольцо, скользящее по внутренней поверхности штока 5
122
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Прямой хоб Обратный хоЪ
Рис.70. Схема работы амортизатора основной
стойки шасси
1-цилиндр стойки; 2-штуцер зарядки маслом АМГ-10 и азотом;
3-стакан стойки; 4-плунжер; 5-шток; 6-опорное кольцо;
7-пакет уплотнений; 8-нижняя букса; 9-гайка; 10-верхняя
букса; И-разжимное кольцо.
при обжатии амортизатора. Шток центрируется в стакане с двумя бронзовы-
ми буксами: верхней и нижней 8 и 10.
Верхняя букса крепится к штоку на резьбе и имеет отверстия, располо-
женные по кольцу для перетекания масла. Нижняя букса наружным диаметром
центрируется на внутреннем диаметре стакана и при помощи гаики 9 произво-
дит стягивание пакета уплотнений 7.
В конструкцию амортизатора включен клапан обратного торможения.
123
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
представляющий собой чугунное разжимное кольцо 11, установленное в проточ-
ке втулки, крепящейся на резьбе на штоке 5.
При обжатии амортизатора на прямом ходе масло, заключенное в объеме,
образованном внутренней полостью штока 5 и донышком плунжера 4, выжимается
через отверстия в донышке и стенках плунжера в верхнюю часть амортизатора
и через отверстия в верхней буксе 10 и через клапан обратного торможения
поступает в камеру обратного торможения. Камера обратного торможения обра-
зована пакетом V - образных уплотнений, клапаном обратного торможения и
стенками стакана и штока. Кольцо клапана обратного торможения отжимается
маслом и силами трения к нижнему торцу проточки втулки и открывает свобод-
ный доступ масла в камеру обратного торможения.
При обратном ходе шток под действием сжатого азота начинает пере-
мещаться и выжимать масло из камеры обратного торможения. Кольцо при об-
ратном ходе амортизатора прижимается к верхнему торцу проточки втулки,
уменьшая площадь проходного сечения для перетекания масла и обеспечивая
тем самым торможение при обратном ходе. Затем масло выжимается через от-
верстия буксы 10 и отверстия плунжера 4 в верхнюю часть амортизатора.
Колесо КТ-92Б
Колесо КТ-92Б (с шинами 800x200) с универсальным ободом под авиаши-
ну высокого давления (камерную и бескамерную), снабженное дисковым тормо-
зом и инерционным датчиком, предназначено для обеспечения разбега при взле-
те, сокращения послепосадочного пробега, выполнения разворотов при рулежке
самолета, торможения при опробовании двигателя на стоянке.
Колесо КТ-92Б имеет следующие основные технические характеристики
(по установке на самолет):
Давление в шине при нормальном
взлетном весе:
При эксплуатации с	бетонированной ЗИП	g+0,5 кр/см^
При эксплуатации с	грунта	7,5*°*5 кг/см2
Рабочее Д1вление в	тормозе	19* кг/см2
Кинетическая энергия, поглощаемая
тормозом колеса за одно торможение	580000 кгм
Вес колеса (без шиш)	63,5*1 кг
Колесо (рис.71) состоит из барабана 1, дискового тормоза 2, инерцион-
ного датчика 10 и шины 24.
124

<ггб“13 о э s г о I ° и
twMqm offfotnfi
T9
уем&но воЬрндто
показана у
угольника боертного
1-барабан
2-дисковый тормоз
3-блок цилиндров
4-крышка
5-сектор стопорный
6-корпус
7-шестерня
8-радиально-упорный подшипник
9-сальник
Ю-инерционный датчик УА-23/2Ц
II-шестерня датчика
12-возвратная пружина
13-стержень
14-намимнои диск
15-гильза
16-поршень
17-вентиль камеры
18-биметадлические диски
19-шпонка крепления реборды
20-полукольцо
21-стопорное кольцо
22-крышка
23-направляющая
24-шина
25-металлокерамические диски
26-гнездо под наконечник ш**
27-сигнализатор
28-втулка
29-крышка
ЗО-фланец
31-реборда
32-распорная втулка
33-коипенсаЦиоиное кольцо
34-уплотяительное кольцо
35-дюралевое кольцо
36-плунхер
Рад. И. I 0 1 1 С О КТ--92Б
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕСИСТЕМЫ
Барабан 1 представляет собой фасонную отливку магниевого сплава. На
нем смонтированы: съемная рс/орда 31, два радиально-упорных подшипника 8,
направляющие 23.
Реборда 31 выполнена цельной. На барабане она удерживается от про-
ворота двумя шпонками 19, а от сползания - двумя полукольцами 20, посажен-
ными в канавку и скрепленными между собой планками. Для обеспечения герме-
тичности обода колеса со стороны реборды, между ребордой и полукольцами
установлены резино-тканевое уплотнительное кольцо 34 и дюралевое кольцо
35 со стороны полуколец.
В ступицу барабана запрессованы обоймы радиально-упорных подшип-
ников 8. С внешней стороны подшипники защищены сальниками 9 и крынкой 22.
Между подшипниками стоит регулируемая по длине распорная втулка 32.
В колесе расположен дисковый тормоз 2, который состоит из корпуса 6,
блока цилиндров 3, двух биметаллических секторных дисков 18, трех металло-
керамических дисков 25, нажимного диска 14, двенадцати поршней 16 с уплот-
нительными кольцами, двенадцати гильз 15 с уплотнительными кольцами, трех
стопрных секторов 5, крынки 4, восьми пружинных узлов растормаживания.
Биметаллические диски выполнены из отдельных секторов, склепанных
попарно на стальном кольце. Каждый биметаллический сектор представляет
собой каркас из листовой стали, залитый с одной стороны специальным чугуном,
образующим поверхность трения. Диски могут перемещаться вдоль оси тормоза
по направляющим пазам, имеющимся в корпусе тормоза 6. Три металлокерами-
ческих диска состоит из стального каркаса и склепанных между собой попарно
с обеих сторон секторов с припеченной к ним металлокерамикой. Сектора,
склепанные попарно, могут перемещаться относительно каркаса. Металлокера-
мические диски могут перемещаться по направляющим в барабане вдоль оса
колеса.
Металлокерамические диски совместно с биметаллическими дисками обра-
зуют фрикционные пары трения.
Нажимной диск состоит из стального диска и приклепанных к нему би-
металлических секторов, образующих поверхность трения.
Блок цилиндров 3 представляет собой отливку из алюминиевого сплава
к заключает в себе двенадцать гнезд-циливдров, в которые ввернуты гильзы 15.
Полости цилиндров соединены между собой кольцевым каналом, расположенным
в блоке цилиндров. Блок цилиндров одевается на цилиндрическую часть корпуса
тормоза. Три стопорных сектора 5, образующие стопорное кольцо, предохраняют
','к цилиндров от сползания с корпуса тормоза.
Блок цилиндров имеет гнездо 26 с резьбой для присоединения шланга
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
системы торможения.
Поршень 16 представляет собой полый стакан со сферическим дном, внутри
которого вмонтирован плунжер 36.
Узел растормаживания состоит из стержня 13 и возвратной пружины 12.
Узлы растормаживания размещены в специальных колодцах в блоке цилиндров и
закрыты крыпкой 29.
При подаче давления в цилиндры поршни нажимают на нажимной диск 14,
который перемещается в осевом направлении и, преодолевая сопротивление
возвратных пружин узлов растормаживания, сжимает пакет дисков. При вра-
щении колеса на поверхностях трения дисков возникает тормозной момент и
колесо затормаживается.
При сбросе давления в цилиндрах возвратные пружины отжимают нажим-
ной диск в обратную сторону, вследствие чего колесо растормаживается. Пру-
жины рассчитаны на рабочий ход 13 мм. Максимально допустимый выход поршней
II*1 мм.
Для контроля за износом фрикционных дисков и максимально допусти-
мым выходом поршней тормоз снабжен сигнализатором 27, который смонти-
рован на нажимном диске.
При выходе поршней на 12 мм торец хвостовика сигнализатора будет
находиться заподлицо с торцом втулки 28. Эго значит, что дальнейшая
эксплуатация колеса не допускается; необходимо разобрать тормоз и пеоес-
тавить компенсационное кольцо 33, поменяв его местами с блоком цилиндров 3.
После перестановки компенсационного кольца колесо эксплуатируется до пол-
ного износа металлокерамики с учетом максимального допустимого выхода порш-
ней по сигнализатору. При замене полностью изношенных металлокерамических
дисков на новые необходимо компенсационное кольцо установить в первоначаль-
ное положение.
К корпусу тормоза крепится инерционный датчик 10. Шестерня датчика
11 входит в зацепление с шестерней 7, закрепленной на ступице барабана
колеса. Если тормозной момент тормоза становится больше крутящего момента
колеса (колесо вступает в "юз"), датчик сообщает импульс в электромагнит-
ный агрегат тормозной системы, который стравливает часть давления из цилинд-
ров тормоза, растормаживая колесо.
Таким образом, давление в тормозе в процессе торможения колеблется
около максимально-допустимого, не вызывающего "юза" колеса.
126
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Механизм разворота колеса
Механизм разворота колеса (рис.72) служит для разворачивания полу-
оси колеса относительно стойки основного шасси при ее уборке в крыло. Ме-
ханизм разворота представляет собой систему качалок и тяг, соединенных тя-
гой с болтом крепления гидроцилиндра (болтом подкоса). Вращение болта креп-
ления гидроцилиндра при выпуске и уборке шасси используется для приведения
в движение механизма разворота.
В выпущенном положении основной стойки полуось колеса 5 запирается
кинематическим замком 4. При укладке колеса в фюзеляж полуось с колесом
разворачивается относительно оси стойки на угол 87°.
Кинематическая пара подобрана таким образом, что в выпущенном поло-
жении основной стойки ось звена АВ и ось тяги АС кинематического замка ле-
жат на одной прямой, проходящей через ось вращения звена АВ - точку В (вы-
пущенное положение).
В убранном положении оси кинематической пары занимают положение,также
близкое к одной прямой. Ось шарнира А, соединяющего звено А^В и тягу А^Ср
отстоит от прямой, соединяющей точки В и С^, в пределах 4,5^0,5 мм (убран-
ное положение).
Нулевое плечо относительно оси вращения звена в выпущенном положении
и плечо, близкое к нулевому в убранном положении, обеспечивают запирание
полуоси в двух крайних положениях.
При уборке и выпуске шасси гидроцилиндр поворачивает болт подкоса 7.
При перемещении рычага 6, выполненного за одно целое с болтом подкоса,
происходит перемещение тяги 8, приводящее в действие механизм разворота и
разворачивающее полуось. Регулировка механизма осуществляется изменением
длины тяги до совпадения осей пар кинематического замка.
Замки выпущенного и убранного положений
В выпущенном положении основные стойки шасси удерживаются кольцевыми
механическими замками, расположенными внутри гидроцилиндров (см.главу
"Гидросистема"). Кроме того, основные стойки имеют гидрозамки, дублирующие
работу механических замков.
Механический замок (см.рис.106) выполнен в виде разжимного пружинного
кольца 2 из стаи 50ХФА.
При установке крана управления касса в положение "ВЫПУШЕНО" масло
127
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
АМГ-10 поступает через поворотное соединение в распределительную коробку
(гидрозамок) 5, из нее в полость выпуска гидроцилиндра шасси и перемещает
шток с механическим замком. Механический замок при этом находится в скатом
состоянии и центрируется на внутреннем диаметре цилиндра. В момент >одхэда
замка к гнезду в цилиндре, кольцо 2 под действие». ’ сиг разжимается
и заскакивает в гнездо цилиндра.
Поршень штока 3 под действием давления запирает кольцо. Дополнитель-
но поршень удерживается в этом положении набором пружин, расположе г?
окружности в сепараторе 1.
При установке крана управления шасси в положение "УБРАНО" масло пс -
тупает в распределительную коробку, которая перепускает ее в полость уоо^
ки гидроцилиндра. Поступив в полость уборки, масло вначале перемещает пор-
шень штока, сжимая пружины в сепараторе, при этом пружинное кольцо механи-
ческого замка 2 под действием силы давления, действующей на шток, выходит
из гнезда цилиндра и шток перемешается на уборку. Открыв замок, масло пе-
ремешает шток и убирает стойку.
В убранном положении основные стойки шасси удерживаются механичес-
кими замками, которые смонтированы в консолях крыла.
Замок (рис.73) состоит из крюка 5 с пружиной, кулачка 4, рычага 3 и
комбинированного цилиндра сброса с замков 2, состоящего из основного гид-
равлического и воздушного аварийного цилиндров.
При выпуске шасси от гидросистемы рабочая жидкость поступает в гидро-
цилиндр замка. Шток цилиндра замка выпускает и поворачивает рычаг 3 и си-
дящий с ним на одной оси кулачок 4, при повороте которого освобождается
крюк 5. Крюк, поворачиваясь под действием пружины и веса стойки, открывает
замок.
При повороте рычага замка подвески открывается также замок щитков
основной стойки, который имеет механическую (тросовую) связь с замком уб-
ранного положения основной стойки шасси.
При аварийном выпуске воздухом выдвигается шток воздушного цилиндра,
который поворачивает рычаг с кулачком и так же, как и при работе от гидро-
системы, открывает замок. При уборке стойки закрытие замка обеспечивается
тем, что скоба стойки скользя по бородке крюка, начинает вращать его до
тех пор, пока кулачок не подойдет под профилированный вырез в крюке, после
чего пружина замка защелкивает кулачок, и замок закрывается.
На корпусе замка убранного положения размещен концевой выключатель,
сигнализирующий при закрытии замка об убранном положении стойки шасси.
128
n.l.-Mli Р, СГ..1ОПЛЯ УС1 Vl'ff- >.. САМОЛЕТНЫЕ СИ И Л1Ы
Рис.72. Механизм разворота полуоси колеса основной
стойки шасси
1-стакан стойки; 2-шток стойки; 3-тяга; 4-кинематический замок;
5-полуось колеса; 6-рычаг механизма; 7-болт подкоса; 8-регули-
ровочная тяга; 9—качалка; 10-тяга; ll-верхняя траверса; 12-четы-
рехзвенник; 13-шлиц-шарнир; 14-качалка; 15-нижняя траверса;
16-четырехзвенник; 17-качалка.
4.	СИГНАЛИЗАЦИЯ ПОЛОЖЕНИЯ ШАССИ
На самолете имеется электрическая сигнализация выпуска и уборки шас-
си в обеих кабинах, а также внешняя световая сигнализация выпуска шасси
для контроля с земли при ночных полетах.
Сигнализация положения шасси показана на рис.74. Электрическая сиг-
нализация носевой стойки осуществляется j ампами зеленого и красного цвета,
129
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 73. Замок убранного пояснения основной стойки
шасси и установка концевых выключателей убранного и
выпущенного положения
I-корлус замка; 2-цилиндр сброса стойки с замка; 3-рычаг; 4-кулачок;
5-крюк; 6-концевой выключатель сигнализации убранного положения стойки;
7-пружина; 8-шток гидравлического цилиндра; 9-шток аварийного воздушного
цилиндра; 10-регулировочный винт; II-пружина; 12-концевой выключатель
сигнализации выпущенного положения стойки; 13-упор; 14-колпачок.
Г-j- “ штуцер на уборку шасси;
-штуцер к цилиндру основной стойки шасси (на выпуск);
T-j = штуцер на выпуск шасси;
Bj - штуцео аварийного выпуска шасси;
“ штуцер к цилиндру основной стойки шасси (при аварийном выпуске).
130
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
на пилотажно-посадочных щитках сигнализации, установленных в передней и зад-
ней кабинах на левых пультах около приборных досок,
В выпушенном положении носовой стойки упор штыря стойки нажимает на
рычаг, который освобождает шток концевого выключателя ВК2-14ОР на шпангоу-
те N? б. На шитках загораются зеленые лампы, сигнализирующие о том, что
стойка выпущена. В убранном положении носовой стойки упор штыря стойки на-
жимает на рычаг, который освобождает шток концевого выключателя ВК2-140Р,
закрепленного на кронштейне замка убранного положения стойки.
Рис.74. Сигнализация положения шасси
1-лампа ХС-39 внешней сигнализации передней стойки;
2-концевой выключатель выпущенного положений перед-
ней стойки; 3-концевой выключатель убранного положе-
ния передней стойки; 4-щиток сигнализации в передней
кабине; 5-щиток сигнализации в задней кабине; 6-кон-
це вой выключатель убранного положении правой стойки;
7-концевой выключатель выпущенного положения левой
стойки; 8-лампа ХС-39 внешней сигнализации правой
стойки.
На щитках сигнализации загораются красные лампы, сигнализирующие о
том, что стойка убрана. Для внешней световой сигнализации выпущенного по-
131
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ложения носовой стойки на ней смонтирована электрическая лампа ХС-39.
Электрическая сигнализация выпуска и уборки основных стоек шасси
осуществляется лампами зеленого и красного цвета, установленными на щит-
ках сигнализапли в передней и задней кабинах.
В выпущенном положении каждой основной стойки упор с регулировочным
винтом на верхнем узле стакана стойки нажимает на шток концевого выключа-
теля ВК2-200Р. На щитках сигнализации загораются зеленые лампы, сигнали-
зирующие о том, что данная стойка шасси выпущена. Концевой выключатель
регулируется так, чтобы зеленые лампы в кабинах загорались только при
крайнем выпущенном положении стойки и при запертом механическом замке в
цилиндре - подъемнике стойки.
При уборке стойки упор с регулировочным винтом отходит от концевого
выключателя и зеленая лампа, соответствующая данной стойке, гаснет. Убран-
ное положение стойки имеет электрическую сигнализацию, связанную с работой
замка убранного положения. Рычаг при закрытии замка нижним концом нажимает
на шток концевого выключателя ВК2-200Р, установленного на корпусе замка, и
в кабинах на щитках сигнализации загораются красные лампы, которые сигнали-
зируют о том, что стойка убрана и взята на замок.
Регулирование концевого выключателя убранного положения основной
стойки производится так, чтобы нажатие рычага на шток происходило в момент
закрытия замка.
5.	ПАРАШЮТНО-ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА
Общие сведения
Парашютно-тормозная система типа ПТ-21УК предназначена для сокращения
длины пробега самолета при посадке.
Тормозной парашют выпускается после посадки самолета, когда переднее
колесо коснется земли, при эксплуатационной скорости не более 300 км/час с
применением системы СПС. В аварийной ситуации разрешается выпустить парашют
на высоте 0,5-1 м от земли, при этом посла остановки самолета необходимо
тщательно пповерить состояние шасси. Максимальная скорость выпуска тормоз-
ного парашюта 320 кц/час (единичное применение). Полное включение в работу
тормозного парашюта происходит за 1-1,5 сек. Площадь купола тормозного па-
рашюта равна 16 м^.
132
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Система управления парашютом
Система управления тормозным парашютом включает в себя следующие аг-
регаты (рис.75):
-	пневмоциливдр открытия створок и замка створок 3;
-	пневмоцилиндр сброса соединительного звена тормозного парашюта с
крюка замка подцепки 12;
-	замок подцепки;
-	замок створок гондолы;
-	кнопку с надписью "ВЫПУСК ПАРАШЮТА" на приборной доске;
-	кнопку с надписью "СБРОС ПАРАШЮТА";
-	электропневмоклапаны 695000-1 управления открытием створок гондолы
и сбросом парашюта;
-	воздушные трубопроводы и электропровода.
Пневмоциливдр открытия створок и замка створок (рис.76) состоит
из следующих основных узлов:
-	корпуса 4, имеющего штуцер подвода воздуха и крышку с кронштейном 2,
к которому шарнирно крепится качалка-рычаг 1. Качалка соединяется тросовой
проводкой с замком створок гондолы;
-	штока открытия замка створок 3;
-	штока открытия створок 5, к которому закреплен двухвильчатый кронштейн
12, соединяющий поршень тягами с правой и левой створками гондолы. Поршень
имеет два паза под ось 11;
-	кинематического замка фиксации створок гондолы в открытом положении,
состоящего из качалки 6 и 8, соединенных между собой болтом 7, и оси 11 с
шестигранной головкой под ключ, которая соединяет качалку 6 с корпусом 4.
Пневмоцилиндр створок работает следующим образом. При подаче воздуха
= цилиндр шток 3 перемещается влево и отклоняет рычаг 1, соединенный тро-
ссвсй проводкой с замком створок. В этот момент происходит открытие замков
створок гондолы. Только после того как поршень переместится на ход 7 мм, что
•соответствует открытому положению замка створок, хвостовик поршня с пазами
откроет доступ воздуха под большой поршень 5.
Под- давлением воздуха поршень 5 переместится вправо и через тяги, сое-
диняющие его с кронштейнами створок, откроет их. При перемещении поршня 5
эычаг 6 кинематического замка Фиксации вращается по часовой стрелке, а ры-
чаг 8 - против часовой стрелки. При полностью открытых створках оси враще-
ния рычагов 6 и 8 ось болтового их соединения находится на одной прямой.
133
Место л
мм ко, 5
Пиевмоцилиндр открытия створок
и замка створок
крюк замка подцепки парашюта; П-шести-
под ключ управления замком подцепки;
подцепки; 13-шестигранно i гнездо под
кинематического замка створок; 14-ма-
лый поршень; 15-большой поршень; 16,17-рычаги кинематического
замка; 18-запирающий рычаг замка створок; 19-трос закрытия замка
створок.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ОТКРЫТИЕ
ЗАКРЫТО
ЗАКОНТРИ ММ-КО.5
75. Управление
тормозного парашюта
створок; 2-рычаг;
створок и замка
Рис.
створками
1-трос открытия замка
3-пневмоцилиндр открытия
створок; 4-тяги; 5-кронштейны створок; 6-рычаг
закрытия замка створок; 7-кронштейн замка ство-
рок; 8-створки; 9-соединительное звено; 10-нижний
(подвижный)
гранное гнездо
12-цилиндр замка
ключ для расфиксации
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Штуцер подбода Воздуха
Рис.76. Пневмоцилиндр открытия створок контейнера
1-качалка-рычаг; 2 и 10-кронштейны; 3-шток открытия замка
створок; 4-корпус; 5-поршень открытия створок* 6-рычаг ки-
нематического замка; 7 и 11-оси; 8-рычаг штока открытия
замка; 9-пружина.
Но под действием воздушного потока, который стремится закрыть створ-
ки, и пружины 9, которая вращает рычаг 6 по часовой стрелке, кинематическая
пара проскакивает нейтральное положение, а оси рычагов 6, 8 и ось болта
займут положение, соответствующее закрытому положению кинематического зам-
ка. В этом случае, под действием воздушных или иных сил на створки, они не
закроются. Рычаг 6 от дальнейшего вращения удерживается упором рычага 8.
Для закрытия створок необходимо вращать ось 11 за шестигранную головку клю-
чом, чтобы вывести кинематический замок из закрытого положения.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
После открытия кинематического замка створки необходимо придерживать,
так как под действием пружины 9 они могут вернуться в открытое положение и
кинематический замок закроется.
Замок створок гондолы (рис.77) располагается на правой створке (по
полету) и состоит из рычага 3 с пружиной 1, которая все время стремится
вращать рычаг против часовой стрелки на закрытие замка, крюка 6 с пружиной
4, стремящейся повернуть крюк по часовой стрелке на открытие.
Рис.77. Замок створок гондолы
1-пружина; 2-ось вращения рычага; 3-рычаг; 4-пружина;
5-ось вращения крюка; 6-крюк; 7-рычаг фиксации замка
створок в закрытом положении; 8-тросик; 9-скоба ле-
вой створки.
Рычаг 7 с тросиком 8, соединяющим рычаг 7 с крюком 6, служит для
фиксации створок в закрытом положении. Рычаг 3 одним концом входит в паз
на правой створке для ручного открытия замка, а другим - соединен тросовой
136
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВИ/ .САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
проводкой с пневмоцилиндром створок. Рычаг 3 имее1 бородку, на которую крюк
6 опирается кулачком после закрытия замка.
Дая того чтобы замок открылся, необходимо вручную повернуть рычаг о
из положения "ЗАКРЫТО" в положение "ОТКРЫТО" или от цилиндра ствоиок через
тросовую проводку. В этом случае кулачок крюка 6 выйдет из зацепления с бо-
родкой рычага 3 под действием пружины и откроет замок. Под действием пнев-
моцилиндра створки откроются.
При закрытии створок скоба 9 левой створки скользит по бородке крюка
6 и, заходя за него, разворачивает этот крюк против часовой стрелки; при
этом кулачок крюка б скользит по рычагу 3, отклоняя его. После соприкосно-
вения створок друг с другом крюк 6 при отклонении рычага 7 согласно надпи-
си на нем с помощью тросика 8 доворачивается и его кулачок заходит за бо-
родку рычага 3. Замок створок закрыт.
Замок подцепки (рис.78) включает в себя пневмоциливдр 2, к которому
подводится воздух через m”yi зр 1, неподвижный крюк 3, подвижный крюк 6 с
кулачком, рычаг 5, имеющий ось вращения со специальным вырезом и соединен-
ный со штоком пневмоцилиндра.
Рис.78. Замок подцепки
1-штуцер подвода воздух..; 2-пневмоцилиндр; 3-н ^подвижный крюк;
4-шток пневмоцилиндра; 5-рычаг со специальной осью; 6-подвыж-
ный крюк; 7-ось вращения нижнего крюка; 8-кольцо соединитель-
ного звена парашюта
ПЛАНЕР, СИ Л ОВАЯУСТ АНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Ось рычага 5 ииеет шестигранную головку под ключ, которым открывает-
ся замок вручную при подцепке соединительного звена парашюта. При открытии
замка воздух поступает в пневмо цилиндр 2 через штуцер 1. Шток 4, переме-
щаясь, поворачивает рычаг 5 до тех пор, пока ось его не станет вырезом
против кулачка подвижного крюка 6. Соединительное звено, действуя на под—
вижной крюк поворачивает его и освобождается. Таким образом, тормозной па-
рашют будет отцеплен от самолета.
Установка тормозного парашюта
Тормозной парашот, уложеюшй в камеру, устанавливается в гондолу-кон-
тейнер, расположенную в хвостовой части фюзеляжа в корне киля под рулем нап-
равления. Перед укладкой парашюта открываются створки. Для этого откры-
вается замок створок переводом рычага зашса на правой стороне, совмещал
его со стрелкой с надписью "ОТКРЫТО".
После поворота ключом шестигранного гнезда замка подцепки 7 в поло-
жение "ОТКРЫТО" подцепляется серьга соединительного звена парашюта и замок
закрывается ключом (рис.79).
Уложенный и зачекованный тормозной парашют устанавливают в гондолу и
совмещают соединительное звено с желобом гондолы. Затем парашют досылают
вперед до упора о передовою стенку гондолы. После этого створки закрывают,
предварительно установив кинематический замок фиксации створок в открытом
положении поворотам шестигранного гнезда замка ключом против часовой стрел-
ки.
Надавливая на створки, сближают их до касания о чековочные тросики.
Придерживая створки в таком положении, надергивают чековочные тросики 5,
6 и окончательно сводят створки до соприкосновения друг с другом. Затем
отклоняется рычаг 6 согласно надписи на нем "НА ЗАКРЫТИЕ". Рычаг кон-
трится проволокой.
Вшуск тормозного парашюта
Выпуск* парашюта осуществляется нажатием кнопки с надписью "ВЫПУСК
ЦАР4П£ТД". При этом срабатывает алектропневмоклав н 695000-1, который от-
крывает доступ воздуха из воздушной системы в пневыоци. индр створок. Пнев-
мо цилиндр открывает сначала замок створок, а потом и сами створки. В от-
крытом положении створки удерживаются кинематическим замком.
После открытия створок вытяжной парашют под действием конической пру-
жины отделяется от тормозного парашюта и попадает в воздушный поток. После
138
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА,САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.79. Установка тормозного параивота
1—идлиндр открытия створок и замка створок; 2-цдлиндр
замка подцепки; 3-трос открытия замка створок; 4-кронв-
тейн замка створок; 5 и 6-чековочные тросики; 7-яести-
гранное гнездо под ключ для управления замком подцепки;
8-шестигранное гнездо под ключ для расфиксации замка
створок.
наполнения воздухом он вытягивает из говдолы камеру, с ушокеншм в нее ос-
новным куполом, и соединительное звено стягивает камеру с купола, которы!
под действием набегающего потока воздуха раскрывается.
Сброс тормозного парашюта
Для сброса тормозного парашюта с замка подцепки нажимают на кнопку с
надписью "СБРОС ПАРАПШМ”. При этом срабатывает второй электропневмоклапан
139
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
6950J0-1 и открывает доступ воздуха в пневмоциливдр сброса парашюта.
Шток пневмоцилиндра открывает замок соединительного звена, и тормоз-
ной парашют отсоединяется от самолета. После этого парашют собирают и от-
правляют в парашютно-десантную службу, где укладывают его согласно инструк-
ции.
6. СИСТЕМА СДУВА ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ С ЗАКРЫЛКА
(СИСТЕМА СПС)
Общие сведения
Система сдува пограничного слоя с закрылка (система СПС) предназна-
чается для уменьшения длины пробега самолета при посадке. Уменьшение длины
пробега самолета при посадке достигается уменьшением посадочной скорости
за счет возрастания подъемной силы крыла, достигаемой увеличением эффектив-
ности отклоняемого закрылка, с которого сдувается пограничный слой. Сдув
пограничного слоя производится воздухом, кс.эрый отбирается за компрессором
двигателя, проходит по газовым кагал-’.? правого и левого крыльев и перепус-
кается в шели перед закрылками. С целью получения опрзделенного постоянно-
го давления воздуха в газовых каналах крыльев количество его регулируется
заслонками, которые стоят в каждой магистрали отбора и управляются электро-
механизмом УПС-1Ы.
Размеры и форма газовых каналов, а также его щели таковы, что это
обеспечивает получение одинакового давления воздуха после выхода через ще-
ли из газового канала по всему размаху закрылков.
Управление работой системы СПС происходит включением или выключением
двух тумблеров АЗС-5 в передней кабине и одного переключателя в задней ка-
бине. Дальше система работает в автоматическом режиме стабилизации давления
за кранами и имеет блокировку по выпущенному положению закрылков и положе-
нию ручки управления двигателем (РУД).
Узлы и агрегаты системы
Система СПС (рис.80) состоит из следующих узлов и агрегатов:
а) воздушных магистоалей, подводяпих воздух от двигателя к щелям в
крыле перед закрылками; воздушные магистрали проходят в фюзеляже и в
крыльях перед закрылками;
б’ электсомеханизм УПС-1М с двумя электродвигателями на общий диф-
Рио. ВО. Система СПС
I- АЗС включения системы СПС; 2-электромеханизм УПС-1Й; 3-выходной вг.л УПС-IM; 4-тяга управления заслонками;
5-патрубок отбора воздуха; б-карданный вал управления заслонками; /-закрылок; 8-коллектор; 9-кран о заслон-
кой; Ю-шарнирное соединение; II-патрубок подвсда воздуха к коллектору; 12-концевой выключатель Д-7СЗ сек-
тора газа; 13-г^включатель 2ППГ-15К; 14-секто] газа передней кабины; 15-сигнализаторы давления С-2;
1б-гидроцилиндр управления закрылком; 17-концевой выключатель Д-303; 18-оектор газа задней кабины.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ > СТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ференциавьный редуктор; электромеханизм установлен в наше правого борта
между шпангоутами № 26-28;
в)	двух двухступенчатых датчиков - сигнализаторов С-2, отрегулирован-
ных на срабатывание нижних ступеней при давлении 1,25*9* 7 аги и верхних
*	+0 1
ступеней при давлении Х.бб^*^ аги;
г)	система управления от электромеханизма к заслонкам правой и левой
сторон, состоящей из тяг и качалок, расположенных перед шпангоутом № 28;
д)	ограничительного упора на секторе газа, предупреждающего летчика
(во время работы системы СПС) от перевода рычага управления двигателем на
обороты меньше 50 по РЦД;
е)	концевых выключателей Д—303, установленных пед обтекателями гид—
роциливдров закрылков, для включения СПС;
ж)	переключателя 2ППГ-15К, установленного в задней кабине;
з)	концевого выключателя Д-703, установленного в системе управления
двигателем и срабатывающего при установке сектора газа на площадку "СТОП**
♦ "МАЛЫЙ ГАЗ";
и)	реле ТКЕ-52ЩТ, выключающие СПС при положении сектора газа на площад-
ке "СТОП" ♦ "МАЛЫЙ ГАЗ";
к)	реле ТКЕ-211ЩТУ, для блокировки цепей;
л)	двух АЗС-5, установленных в передней кабине.
Воздушные магистрали
Воздушные магистрали (рис.81) подводящие воздух к каждому закрылку,
состоят из патрубков, проходящих в фюзеляже, и газового канала в крыле.
Каждая магистраль, проходящая в фюзеляже, предназначена для отбора воздуха
от двигателя за компрессором и подвода его к коллектору в крыле. Она сос-
тоит из двух патрубков 1 и 5, крана с управляемой заслонкой 3 и варнирно-
го соединения 2.
Патрубки, шарнирное соединение и кран с заслонкой соединяются между
собой хомутами, стягивающими их фланцы, между которыми ставится теплостой-
кая прокладка из материала 5КС-2.
Патрубки 1 и 5, сварные, коленообразные, предназначены для разворота
воздушного потока в необходимом направлении.
Величина и форма их выбрана с расчетом получить наименыкие потери.
Патрубки внутри имеют разделительную стенку, предназначенную для выравни-
вания разворачиваемого потока, и штуцера (только патрубок 1) для замера
давления за заслонками 3.
142
УСТАНОВКА.САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 81. Воздушные магистрали
1-патрубок; 2-шарнирное соединение} 5-кран о заслонкой; 4-двигатель; 5-патрубок; 6-нервюра № I;
7-вкладыш; 8-фартук; 9-отенка; 10-прокладка; II-канал; 12-задний стрингер; 13-нервюра № 6;
14-ось вращения закрылка> 15-заглушка.
145
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Шарнирное соединение (рис.82) телескопического типа, соединяет пат-
Р' ок с крагим и служит для компенсации изменения взаимного положения пат-
установленных на двигателе и крыле. Шарнирное соединение состоит
из фланцев 1 к 4, соединенных с муфтой 3 хомутами 2, стянутьат болтами 5.
Фланец 1 подсоединяется к корпусу крана 3 (ряс.81), а фланец 4 к патрубку
1 (рис.81).
Рис.82. Шарнирное соединение
1-выходящий фланец; 2-хомут; 3-муфта; 4—входной
фланец; 5-болтовое соединение.
Фланцы и муфта могут перемещаться относительно друг друга в любую
сторону; от разъединения фланцы и муфта удерживаются буртиками хомутов 2.
Кран с заслонкой (рис. 83) установлен в воздушной магистрали для
поддерживания постоянного весового расхода воздуха из двигателя на вакры-
лок. Кран представляет из себя корпус 1, в котором расположена заслонка 11
с шестеренчатым приводом.
Корпус имеет фланцы, которыми он соединяется с подводгацим патрубком
144
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.83. Кран с заслонкой
1-корпус; 2 и 7-подшипники; 3-указатель; 4 и 9-конические
шестерни; 5-ось карданного соединения; 6-вилка; 8 и 12-под-
шипники; 10-ось заслонки; 11-заслонка; 13-крышка; 14-крып-
ка е надписями; 15-уплотнительные кольца.
и шарнирным соединением. На верхней части корпуса установлена крышка 14
с надписями "ОТКРЫТО” и ’’ЗАКРЫТО" для визуального контроля положения зас-
лонки, определяемого указателем 3.
Заслонка л мест эллиптическую форму, в закрытом положении она стано-
145
ППАЧЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
вится под утлой 75° к воздушному потоку, Фиксируясь о стенку. Для гермети-
зации заслонки на ее ось ставятся уплотнительные кольца 15.
Кран имеет кардан, которым он связан через систему тяг и качалок с
электромеханизмом УПС-1М, управляющим заслонками кранов.
Газовый канал
В каздом крыле перед закрылками установлен газовый канал (см.рис.81),
предназначенный для равномерного распределения отбираемого от компрессора
воздуха по поверхности закрылка, Газовый канал 11 - листовой конструкции,
спрофилирован так, что его сечение уменьшается в направлении от фюзеляжа,
обеспечивая тем самым равномерный выход воздуха из щели по всей ее длине.
Воздух, выходя из щели, сдувает пограничный слой сверху закрылка.
Газовый канал одним концом крепится к бортовой нервюре Н? 1, а другим,
который закрыт заглушкой 15, к нервюре Iff 6. Кроме того, газовый канал по
всей длине крепится заклепками к верхней и нижней обшивкам.
Ыезаду газовым каналом и нижней обшивкой ставится паронитовая тепло-
изолирующая прокладка. В щели газовогс канала для жесткости конструкции
ставится профилированный вкладыш 7.
Для герметизации газового канала, места прилегания его к стенке и
верхней обшивке заливаются герметиком "ВИКСИНТ у-1-18".
Для того, чтобы воздух при выходе из щели не перетекал под закрылок
между ним и задней стенкой 9 ставится фартук 8, который скользит по лобику
закрылка.
Между крошсой верхней обшивки и закрылком в рабочем положении (угол
отклонения равен 30° - 45° выдерживается щель 2,	* ' цщ 3j,0 достигается
тем, что носок закрылка имеет закругление радиуса, ранного расстоянию от
щели до оси вращения закрылка. Когда крыло опирается на стойку шасси (или
на домкрат) щель может иметь размер 2,1 +^* мм. Уменьшение щели происходит
за счет деформации крыла.
Датчики - сигнализаторы
В системе СПС для замера давления за заслонками устанавливаются сиг-
нализаторы давления С-2 (рис.84),
Сигнализаторы С-2 с демпфером Д59-1 (их два) 6 располагаются в Фкзе—
ляяге по правому борту между шпангоутами Iff 26-27 и служат для замера дав-
146
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рио. 84. Установка датчиков, сигнализаторов и трубопроводов системы спс
I - край о заолонкой; 2 - входной патрубок; 3 - электромеханизы УПС-1М; 4 - трубопроводу.*,
б - сигнализаторы давления С-2; 7 - штуцеры наземной проверки системы СПС.
147
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ления эа правой заслонкой и передачи сигналов управления на электромеха-
низы УПС-1М.
Сигнализаторы 02 двухступенчатые и работают следующим образом:
При давлении отбираемого воздуха эа правой заслонкой меньшего 1,25ати,
первые ступени сигнализаторов замкнуты и на элек^ромеханизм УПС-1М подается
сигнал на открьпие заслонок. При давлении воздуха за заслонкой 1,25 ?ати,
срабатывают сигнализаторы, цепь размыкается и электромеханизм УПС-1М обес-
точивается. При достижении давления большего 1,65^*^ ати замыкаются вто-
рые ступени сигнализаторов и на электромеханизм УПС-1М подается сигнал на
закрытие заслонок.
Для в земной проверки работы системы СПС на правом и левом борту фю-
зеляжа устг ^вливаются два штуцера 7, каждый из которых соответственно
соединяется с из газовых каналов на фюзеляже с помощью трубопрово-
дов 4.
Система управления УПС-1k
Наз ачение
Система УПС-IU работает в комплекте с двумя двухступенчатыми сигна-
лизаторами давления С-2, которые посредством электрических сигналов управ-
ляют работой электродвигателей системы, и предназначена для регулирования
положения заслонок в воздушных магистралях с целью нормированного подвода
воздуха к закрылкам.
При выпуске закрылков в посадочное положение (30° - 45°) в систему
УПС-1М подается сигнал в виде напряжения 27*10$ вольт.
При снятии сигнала (угол отклонения закрылков меньше 30°) система
закрывает заслонки и останавливается.
Двухступенчатые сигнализаторы давления С-2 поддерживают давление в
воздушных магистралях постоянным в заданных пределах путем поворота засло-
нок системой УПС-1М.
Технические данные системы
1.	Система питается напряжением постоянного тока 27*10% вольт от одного
источника питания через две независимые линии.
2.	Нагрузочный момент на выходном валу системы *300*25 кг-см при работе
в любую сторону. При сжатии пружин демпферной муфты на 4° момент затяжки
заслонок в закрытом состоянии не менее 350 кг-см (на выходном валу
УПС-1М).
148
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
3.	Номинальная скорость вращения выходного вала системы при работе двух
электродвигателей и нагрузочном моменте ±300-25 кг-см равна.30 град/сек
(5 об/мин), а при работе одного из электродвигателей - 15 град/сек
(2,5 об/мин).
4.	Угол поворота выходного вала системы ограничен концевыми выключате-
лями и равен 78°-2° (без учета динамического выбега).
5.	Режим работы системы - повторно-кратковременный, циклами. Длитель-
ность одного цикла 14 мин. Каждый цикл состоит из:
а)	одной полной отработки на открытие и одной полной отработки на зак-
рытие в течение одной минуты;
б)	перерыва в течение одной минуты;
в)	работы системы в режиме стабилизации давления за заслонками в те-
чение 5 минут;
г)	перерыва до полного охлалщения.
высотность в рабочем состоянии 1000 м, в нерабочем 25000 м.
Линейные перегрузки - 8<^.
6.	Зес системы УПС-1М - не более 7 кг.
Конструкция
Система УПС-1М (рис.85) состоит из следующих узлов:
1.	Двух электродвигателей постоянного тока Д-101 (3).
2.	Дифференциального планетарного редуктора с двумя цепями передачи
движения 2 и 5.
3.	Демпферной муфты 10.
4.	Блока концевых выключателей 1 и 8.
5.	Коробки реле управления со штепсельными разъемами 4.
Все указанные узлы собраны в одном агрегате и закрыты общими кожу-
хами.
Электродвигатель Д-101 постоянного тока, мощностью 15 ватт,работаю-
щий от сети постоянного тока напряжением 27±10£ вольт, имеет скорость вра-
щения 8000 ♦ 10000 об/мин.
Электродвигатель имеет встроенную электромагнитную тормозную муфту,
которая обеспечивает остановку ротора электродвигателя через 0,1 сек, пос-
ле отключения питания.
Обмотка якоря и обмотка тормозной муфты включается последовательно,
а возбуждение независимое, т.к. обмотка 'возбуждения имеет самостоятельные
выводы, а обмотка якоря и тормозная катушка имеют общие выводы.
149
150
Рио. 85. 8лектромеханизм УПС-1М
I-концевой выключатель закрытого положения заслонок; 2-цепь передачи движения от первого электродвигателя;
З-злектродвигатель Д-101; 4-коробка реле управления со штепсельными разъеиами; 5-цепь передачи движения от
второго электродвигателя; 6-шеотеренка с внешний и внутренний расположением зубьев; 7-кулачковая муфта;
8-концевой выключатель открытого положения заслонок (78°- 2°); 9-крышки муфты; 10-демпферная муфта;
11-выходной валик.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Реверсирование вращения двигателя Д-101 осуществляется изменением
направления движения тока через обмотку якоря.
Дифференциальный планетарный редуктор имеет передаточное отношение
2530:1 и позволяет получать на выходном валике 11 при работе двух электро-
двигателей скорость вращения 5 об/мин (30 град/сек), а при работе одного
из них - 2,5 об/мин (15 град/сек).
На выходном валике 11 редуктора развивается полезный крутящий момент
до 500 кг-см (рабочий крутящий момент 300*25 кг-см). Редуктор собран на
трех алюминиевых платах, фиксирующихся друг с другом установочными шпиль-
ками. Валики вращаются в шариковых подшипниках.
На крайнем основании крепится 2 электродвигателя Д-101 (3), а под
ними коробка реле управления 4 со штепсельными разъемами.
Редуктор имеет две цепи 2 и 5 (по одной на каждый двигатель), кото-
рые объединяются на выходном валике. Цепи имеют
1 - 1
2 = 2530	’" 2530
Вращение от каждого электродвигателя через свою цепь подходит к пла-
нетарному механизму, где оно складывается на выходном валике. Так как
скорости у двигателей одинаковы, то остановка любого из них уменьшит ско-
рость вращения выходного валика в два раза. На выходном валике редуктора
на шпонке и стопорном винте укрепляется кулачковая муфта 7 управления кон-
цевыми выключателями 1 и 8.
Платы редуктора скрепляются между собой четырьмя специальными шпиль-
ками. На основании, из которого выходят концы этих четырех специальных
шпилек, установлены еще две дополнительные шпильки, служащие дополнитель-
ным креплением крышки. На основании при помощи винтов крепятся два блока
концевых выключателей 1 и 8 закрытого и открытого положения заслонок СПС.
На выходной валик редуктора посажена на шлицы демпферная муфта 10.
Она состоит из двух полумуфт и шести пружин, вставленных в распор между
полумуфтами и закрытых крыл кой. Такое устройство позволяет одной полумуф-
те перемещаться относительно другой в одном направлении эа счет упругого
сжатия пружин. Нормально демпферная муфта работает в обе стороны при мо-
+25
менте 300- кг-см. При дожиме (при повороте одной полумуфты относительно
другой) на угол 4° момент на выходном валике возрастает до величины
350 ♦ 500 кг-см.
Блок концевых выключателей представляет собой кулачковую муфту 7
с двумя кулачкаш, укрепленную на выходном валике редуктора, и концевые
выключатели 1 и 8 открытого и закрытого положения заслонок СПС, сцентри-
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
рованные относительно выходного валика.
Один концевой выключатель отключает электродвигатель в момент пол-
ного закрытия заслонок СПС с дожимом примерно на 2° демпферной муфты, дру-
гой - в момент полного открытия заслонок, что соответствует повороту выход-
ного вала УПС-1М на 78°-2° от начального положения.
Коробка реле управления 4 располагается на основании блока, отлитого
из алюминиевого сплава и имеющего форму буквы "П" с подкосами. На одной
боковой стенке коробки реле установлены 4 реле ТКЕ52ЦЦТ, предназначенные
для раздельного реверсивного питания электродвигателей от двух независи-
мых линий.
При общем монтаже системы на дно основания специальными скобами кре-
пятся два реле РЭС-9, которые своими нормально разомкнутыми контактами при
работе создают автономную цепь питания реле, включающих двигатели на зак-
рытие заслонок.
На второй боковой стенке закреплены три штепсельных разъема типа
2РВД.
Два крайних штепсельных разъема связывают электромеханизм с двумя
электрическими датчиками давления С-2, которые являются основными управляю-
щими элементами при регулировании давления за заслонками. Через центральный
штепсельный разъем осуществляется питание и управление системой.
Установка электромеханизма УПС-1М
Электромеханизм УПС-1М установлен в зоне шпангоутов N? 26 и 28 справа
и крепится к кронштейну фюзеляжа винтами. На корпусе электромеханизма и на
выходном валу имеются риски, которые при установке совпадают между собой.
Вся система управления заслонками собрана и отрегулирована так, что
риски на корпусе и валу составляют между собой угол 2°, при этом тяги уп-
равления подсоединены к заслонкам, усталовлень м в положение "ЗАКРЫТО".
Электромеханизм при отработке на закрытие заслонок не остановится,
когда заслонки закроются и угол между рисками будет равен 2°, а будет
продолжать вращать выходной вал редуктора, и, следовательно, одну из поА
лумуфт до тех пор, пока не сработает концевой выключатель. Так как вторая
полумуфта застопорена закрытым положением заслонок, то пружины муфты бу-
дут сжиматься, создавая напряженное положение закрытых заслонок.
152
t и >» •> с; .'С!	слчэл;.i«s.:r HcrewJ
Управление открытием и закрытием заслонок
Управление откр ггием и закрытием заслонок (рис.86) представляет
соио 1 систему тяг и качалок, расположенных перед шпангоутом 28, кето з-л
соединяет заслонки с электромеханизмом.
Управление заслонками происходит следующим образом:
При открытии заслонок вращение выходного вала электромеханизма УИС-Ш
<2 ерез карданное соединение 3 передается на качалку 5. Ст качалки дви-
жение передается:
- нз правую заслонку (по полету) через тягу 6, качалку 7 и карданное
состлненио 9;
на левую заслонку через тяги 4, 13, 10, качалки 12, 11, 14 и кардан-
ное соединение 9.
Рис.86. Управление заслонками
1-кран с заслонкой; 2-электромеханизм УПС-1М; 3-карданное сое-
динение УПС-1М; 4,13,6,10-тяги; 5,7,11,12,14-качалки; 8-отводя-
ш.ий патрубок; 9-карданное соединение муЪты с заслонкой.
153
П.1МЧ Р, СН.'ЭИАЯ АСТЛНОВКЛ. С А МО Ч 1'HJi . Ih I I AV.!
Вращение карданов через конические зубчатые пары передается на зас-
лонки.
Заслонки открываются.
При закрытии заслонок, вращение выходного вала алектромеханизма
УПС-1М происходит в другую сторону и при помощи системы тяг и качалок
заслонки закрываются.
При отработке открытия и закрытия заслонок на земле контроль за их
положением определяется визуально по показанию указателя на крыске крана 1.
Работа системы СПС
Система работает в автоматическом режиме стабилизации давления за
заслонками и имеет блокировку по выпущенному положению закрылков и поло-
жению ручки управления двигателем (РУД).
При установке (рис.87) переключателя 2ПНГ-15К (6) и двух АЗС-5 в по-
ложение "BKJL4ZHO", в момент, когда оба закрылка достигают угла отклонения
равного 305 и больше (ручка управления двигателем находится в положении
между упор "СПС"-"ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ" ) система автоматически включается в ра-
боту.
Включение системы происходит при помощи концевых выключателей Д-303
(3 и 7), контакты которых при положении закрылков на углах 30° и
белее - замыкаются.
При срабатывании концевых выключателей Д-303 электромеханизм УПС-1М
(9) начинает отработку на открытие заслонок 1 и 11. Заслонки открываются.
Воздух, отбираемый от компрессора двигателя, по магистрали проходит
краны с заслонками и подходит к газовым каналам в крыльях. Из газовых ка-
налов воздух вытекает через щели и, двигаясь по закрылкам, начинает сдувать
пограничный слой - слой заторможенного воздушного потока. Отработка электро-
механизма УПС-Ш на открытие заслонок происходит до достижения давления за
заслонками близкого к 1,25 ати.
При достижении давления за заслонками, равного 1,25^*?^ати первые
ступени дадчиков С-2 (2 и 8) размыкаются, и напряжение с электромеханизма
УПС-1М снимается.
При дальне шем увеличении давления за заслонками до близкого к
1,65 ати электромеханизм остается обесточенным, заслонки будут находиться
открытыми на угол, достигнутый к моменту отключения электромеханизма УПС-1М.
тт	+0 1
При достижении давления, равного 1,65^’ду ати, замыкаются вторые сту-
154
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УС1 АНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ ЕИД. МЫ
Рис.67. Принципиальная схема системы СПС
1—левая заслонка; 2 и 8-сигнализатор С-2; 3—концевой выключатель
Д-303 левого закрылка; 4-контакты реле включения режима ’ТЫ” дви-
гателя при включении системы СПС; 5-концевой выключатель по поло-
жению сектора газа; 6-переключатель 2ППГ-15К; 7-концевой выключа-
тель Д-303 правого закрылка; 9-электромеханизм УПС-1Ы; 10-газовый
канал; ll-правая заслонка; 12-двигатель.
пени.датчиков С-2, электромеханизм УПС-1М отрабатывает в сторону закрытия
заслонок.
Если давление за заслонками меньше 1,25 ати и они открылись на угол
80°, то система отключается и включается в сторону на закрытие при давлении
15|
п.г. . t.	.л.ЮПЕЛ.С/.У.ОЛСТЛиЕ СИСТЕМЫ
ати.
Таким образом, независимо от оборотов двигат-шя, по сигналу датчиков
С-2 автоматически поддерживается постоянный весовой расход воздуха от дви-
гателя на оба закрылка.
3 случае уборки сектора газа с упора СПС на упор "МАЛЫЙ ГАЗ" при
положении переключателя 2П.1Г—15К на "ВКЛГЧЕНО”, по сигналу от концевого
выключателя 5, установленного в системе управления двигателем, происходит
переключение управления электромеханизмом УЛС-1М, и заслонки закрываются.
Пои переводе закрылков на углы менее 30° или при переводе переключа-
теля 2ППГ-15К в положение "ЗЫКЛкЧЕПО" подается напряжение на элементы,
обеспечивающие закрытие заслонок.
156

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава шестая
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Для большей надежности и живучести гидравлическая система самолета
выполнена в виде двух автономных гидросистем - основной и бустерной.
Основная система обеспечивает:
-	уборку и выпуск шасси;
. - управление противопомпажными створками;
-	уборку и выпуск закрьшков;
-	управление тормозными щитками;
-	управление створками форсажной камеры;
-	работу одной камеры двухкамерного бустера стабилизатора, является
дублирующей для бустеров элеронов;
-	автоматическое торможение колес при уборке шасси;
-	уборку и выпуск конуса воздухозаборника;
-	управление обдувом радиостанции Р-802.
Бустерная гидросистема обеспечивает работу одной камеры двухкамерно-
го бустера стабилизатора и двух бустеров элеронов.
При нормальном состоянии основной и бустерной гидросистем бустер
стабилизатора работает одновременно от обеих систем, а бустеры адеронов
только от бустерной гидросистема
При отказе бустерной гидросистем! бустеры элеронов переключаются на
питание от основной гидросистемы. При отказе любой из систем (бустерной
или основной) работа бустера стабилизатора обеспечивается исправной систе-
мой на одной камере. При этом усилие, развиваемое бустером, уменьшается
вдвое.
Рабочей жидкостью гидросистемы является шнеральное масло АМГ-10.
Гидросистема имеет один гидравлический бак, разделенный герметической пе-
157
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
регородкой на два самостоятельных отсека для бустерной и основной светом.
Источниками гидравлической энергии основной и бустерной систем слу-
жат установленные в каждой системе поршневые ротативные гасосы переменной
производительности НП-34М-1Т с диапазоном рабочих давлений от ISO до
215-15 кг/см^, работающие в комплексе с гидравлическим аккумуляторам!.
Оба насоса установлены на коробке приводов двигателя с постоянным
передаточным отношением и поэтому мощность, развиваемая насосами, прямо-
пропорциональна оборотам двигателя.
При рабочем давлении в гидросистеме 180 кг/см^ и максимальна обо-
ротах насоса Птах =4000 об/мин производительность насоса максимальная,рав-
ная не менее 34 л/мин. При рабочем давлении в гидросистеме 215 кг/см^
независимо от оборотов производительность насоса минимальная и расходуется
на компенсацию внутренних утечек в системе и на охлаждение насоса через ли-
нию внешней циркуляции. При рабочем давлении в гидросистеме 175 кг/см^ и
оборотах насоса, близких к оборотам при авторотирующем двигателе на посад-
ке, производительность насоса не менее 2,3 л/мин.
Заданное давление в обеих гидросистемах (при неподвижных агрегата^)
поддерживается регуляторами производительности насосов. При возникновении
давлений, превыяающих заданные, давление ограничивается предохранмтелышмн
клапанами, которые начинают перепускать жидкость из линии нагнетания в
сливную магистраль.
Для повьаення высотности гидросистемы и устранения кавитационных
срывов насосов осуществлено поддавливание отсеков гидробака воздухом дав-
лением 1,6 — 2,55 кг/с м2 , забираемым от компрессора двигателя.
В бустерной гидросистеме для обеспечения посадки с эакл, .генным дви-
гателем, а также при отказе гидронасоса, установлена насосная станция
НП-27Т с приводом от электродвигателя, получающего питание от бортовых
электрических аккумуляторов.
Гидроаккумуляторы, установленные в системах, предназначены для обес-
печения приемистости системы, т.е. пополнения мгновенных больших расходов
рабочей жидкости потребителям!, так как насосы из-за инерционности систем!
автоматического регулирования своей производительности запаздывают устанав-
ливаться на расход, возникающий в системе. Гидроаккумуляторы также обеспе-
чивают энергией Ьустер стабилизатора при совершении посадв® с авторотирую-
щим или заклиненным двигателем при работающей аварийной насосной станции
НП-27Т. Кроме того, гидроаккумуляторы выполняет роль гасителей пульсаций
давления. В каждой из гидросистем установлено по два гндроаккумулятора:
15 3
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
един — варовьЯ мембранный, другой - цилиндрический пориневой.
В основной системе иаровый гидроаккумулятор отделен от части потре-
битехЛ обратны» клапаном и макет разряжаться только на бустера стабилиза-
тора и элеронов, цилиндры закрылков и створок сопла двигателя. 1Ьиивдричес-
кий гвдроаккумулятор отделен обратил» клапаном от всей основной системы 
может разрываться только на бустер стабилизатора.
В бустерной системе наровый гидроаккумулятор может разряжаться на
бустеры элеронов  бустер стабилизатора, а цилквдрическйй аккумулятор от-
делен от остальной части бустерной систем обратил» клапаном и может раз-
ряжаться только на бустер стабилизатора.
Таким образом, хфи отказе одной или обеих гидросистем, гидравличес-
кая анергия, запасенная гщдроаккумуляторами расходуется только на питание
агрегатов, которые необходимы для продолжения полета и осуществления по-
гуГ101-
Увравлеме агрегатам» в системах осуществляется электромагнитными
кранами, жмепцйш» дистэнцдомюе управление на передней и задней кабин.
Для обеспечения надежной работы источников и потребителей энергии
и гидросистеме предусмотрена фильтрация рабочей жидкости фильтрам» тонкой
очистки с фильтроалемеытам» из никелевой сетки саржевого влетешя.
Гидросистема оборудована закрытой заправкой под давлением. В смотро-
вых горловинах гидробака, установлены прозрачша кварцевые трубки для контро-
ля уровня жидкости в отсеках бака. Отсеки гвдробака разделены горизонталь-
ным» перегородками, образующими отсеки с запасом рабочей жидкости для пита-
ния насосов при отрицательных перегрузках и в перевернутом полете.
Каждая система может работать от наземного насоса, которьй через бор-
товой всасывающий клапан забирает рабочую жидкость из самолетного гидробака,
а через бортовой нагнетающий клапан подает ее в линию нагнетания системы.
Каждая гидросистема имеет бортовые клапана заправки которые служат
для заправет гидросистем маслом АЦГ-1О. При заправке, и клапану заправки
подсоединяется наконечник манга заправочной тележки и масло под давлением
подается в гидробак. Воздух из верхней половины бака при заправке стравли-
вается отжатием рукоятки блока обратных клапанов. Контроль уровня масла
ведется через смотровые горловин» бака. Одновременно с заполнением бака
заполнялся rwjawe магистрали систем.
Обе гидросистем» имеют световую сигнализацию падения давления - жел-
тые световые сигналы на табло Т-10У2 на приборных досках в передней и зад-
ней кабинах. Давление в обеих гидросистемах замеряется а кгродистанционны-
м» двухстралохааия манометрам» 2ЦД)Ш-250А. Указатели манометров установлен
159
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
в передней и задней кабинах. Датчики манометров установлены в линиях давле-
ния основной и бустерной гидросистем.
Для снижения сливных давлений и получения требуемой скорости функцио-
нирования агрегатов в основной системе за кранами шасси, тормозных щитков,
закрылков, противопомпажных створок и конуса установлены дроссели.
Есе магистрали высокого давления выполнены из стальных труб марки
Х18Н10Т, магистрали низкого давления выполнены из алюминиевых труб марки
АМГ-М.
Принципиальная схема гидросистемы самолета показана на рис.88.
В целях предохранения от выхода из строя рулевой машинки автопилота
АП-155 при падении давления в гидросистеме установлено реле блокировки
ГА-135Т/21 (62).
При падении давления в основной и бустерной системах у бустеров
элеронов до 70 кг/см^ автопилот отключается, при возрастании давления до
90 кг/см^ автопилот снова включается.
Основные технические данные гидросистемы
Рабочая жидкость......................
Объем запиваемой жидкости в гидросистему
и баки.......................................
Объем гидробака основной гидросистемы ...
Объем гидробака бустерной гидросистемы ..
Давление нагнетания при нулевой произво-
дительности насоса п. «4000 об/мин и температу-
ре рабочей жидкости 20°С в конце гарантийного
срока ...........................
Давление нагнетания при нулевой произво-
дительности насоса и «4000 об/мин, температу-
ре рабочей жидкости 100°С и температуре окру-
жающей среды 80°С, в конце гарантийного сро-
ка службы..................................
Диапазон рабочих давлений насоса, в
котором происходит изменение производитель-
ности от максимальной (для данного числа
оборотов) до нуля (при температуре жидкости
+20°С) в конце гарантийного срока службы .....
масло АМГ-10
37,5 л
10,5 л
8,0 л
215_15 кг/см^
не менее 190 кг/см^
р
от 180 до 215 кг/см
160
М ."ИйОВАч -С аНГ.ЗкЛ. .'MG 'ЕГИЫЕ СИСТЕМЫ
Производительность насоса в конце гарантий-
ного срока:
о
При давлении нагнетания 180 кг/см , темпе-
ратуре рабочей жидкости +20° С  борота! насоса
4000 об/шн ...................................... не менее 34 л/мин
При давлении нагнетания 175 кг/см^, темпе-
ратуре рабочей жидкости +75°С и оборотах насоса
500 об/мин........................................ не менее 2,3 л/мин
Предохранительный клапан ГА-186Ы/3 отрегу-
лирован на давление ............................... 250^5 кг/см*-
Давление азота в гидроаккумуляторе (при
отсутствии давления в системе) .................... 50*^ кг/см^
Объем жидкости в шаровом гидроаккумуляторе
при давлении в системе 210 кг/см^................ 1,15 л
Объем жидкости в цилиндрическом аккумулято-
ре при дававши 210 кг/см^.................... 0,83 л
Давление в системе подлавливания гидробаков 1,6-2,55 кг/см^
Объем баллона подлавливания ................ 1,3 л
Предохранительный клапан системы подлавли-
вания гидробаков отрегулирован на давление ...... 2,8±0,2 кг/см^
Термоклапаны гидрозамков носовой и основшх
стоек отрегулированы на давление открытия ........ 275\ кг/см^
Термоклапан цилиндров тормозных щитков отре-
• *5	2
гулирован на перепад давления ................... 25- кг/см
Производительность насосной станции НП-27Т
при давлении 185 кг/см^ (при V«27в, в конце сро-
ка службы) ...................................... 1,6 л/мин
Продолжительность работы насосной станции
Ш1-27Т при проверке системы........................ не более 3 мин
Реле давления ГА-135Т/32 сигнализации паде-
ния давления в основной и бустерной системах и
включения насосной станции НП-27Т хттарировано
на давление:	\
Включение сигнализации падения давления к
включение насосной станции........ ..iy...........  165	кг/см^
Выключение сигнализации падения давления и
выключение насосной станции НП-27Т.......\....... не более 195 кг/см^
\	161
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Гидросистема работает в диапазоне темпера-
тур:
Рабочей жидкости .......................... от	-60 до +100°С
Окружающей среды..........................  от	-60 до +80иС
Максимальные кратковременные температуры
(10 мин за 2 часа работы):
Рабочей жидкости  .....................    +125°С
Окружающей среды....................... +140°С
В системе установлен ряд дросселей в соответствии с приведенной
ниже таблицей.
Место расположения и диаметр дросселей
№ ц/п	Место установки дросселя (позиции по рис.88)	Диаметр отверстия дросселя мм	Количество
1	На штуцере "ВЫПУСК" крана шасси ГА-142/1 (48)	3,0	1
2	В линии уборки передней стойки шасси, на штуцере тройника (45), соединенного трубкой с гидро- замком (40)	1.5	1
3	У крана ГА-184У на штуцерах трой- ников линии уборки и выпуска пе- реднего тормозного китка (56)	1,8	2
4	У крана ГА-184У на штуцерах трой- ников линии уборки и выпуска зад- него тормозного щитка (55)	1,5	2
5	В линии выпуска и уборки закрылков на штуцере тройника, соединенного трубкой с краном ГА-185У (51)	1	3
6	В линии выпуска противопомпахных створок, между краном ГА-184У и гидроцилиндров створок - дрос- сельный пакет (33)		1
162
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
---------------------—-------------------------- 1
Продолжение
4
№ п/п	Место установки дросселя (позиции по рис.88)	Диаметр отверстия дросселя мм	Количество
7	В линиях выпуска и уборки вто- рого положения конуса, между гидрозамком и цилиндром конуса дроссельный пакет (67)		2
8	В линии обдува блоков радиообо- рудования, между гидроцилиндром обдува и тройником к гидрозамку дроссельный пакет (68)		1
9	В линии уборки основного шасси между гидроцилиндрами уборки и выпуска шасси и согласующими клапанами - односторонние дрос- сели (42)	1.5	2
2. НАГНЕТАИЦАЯ ЧАСТЬ БУСТЕРНОЙ И ОСНОВНОЙ
ГИДРОСИСТЕМ
Каждая гидросистема (основная и бустерная) имеет нагнетающую часть,
они аналогичны и состоят из агрегатов, выполняющих аналогичные функции.
Давление в каждой гидросистеме создается насосами НП-34М-1Т (11).
Питание насосов жидкостью осуществляется из гидравлического оака, разде-
ленного перегородкой на два отсека - основной и бустерный - 12 и 72 (см.
рис.88).
В линии давления за насосом каждой системы установлены - обратный
клапан 7, ймльтр тонкой очистки ФР-11СН (13), предохранительный клапан
ГА-186М (18), шаровый гидроаккумулятор 17, датчики ЭДП-50/250 манометра 15.
Заправки системы маслом АМГ-1О осуществляется от наземной установ-
ки через бортовые клапаны заправки.
При работе двигателя самолета насосы НП-34М-1Т нагнетают рабочую
жидкость в гидросистему, создавая в ней давление. Пройдя через обратный
163
ПЛАНЕР. СН 19ВАЯ УСТАНОВКА, СА.МОЛГТНЫ? Г '• V.
клапан, который пропускает поток только в направлении от насоса, жидкость
поступает в фильтр ФГ-11СН.
После фильтрации жидкость поступает:
-	в гидроаккумуляторы и заряжает их, создавая запас гидравлической
энергии;
-	к датчикам едП-50/250 манометров;
*	к кранам управления агрегатами через предохранительные клапаны
ГА-186М, которые при возрастании давления в системе выше 240+5 кг/см^
соединяет линии нагнетания со сливом;
-	к реле блокировки автопилота;
-	к реле сигнализации падения давления.
При достижении максимального -рабочего давления регулятор произво-
дительности насоса устанавливает насос в положение минимальной произво-
дительности. Через регулятор производительности жидкость начинает пере-
пускаться в линию циркуляции в объеме 2-3 л/мин, что служит охлаждением
для насоса. Сливаемая по линии циркуляции жидкость прежде чем попасть в
бак фильтруется фильтром тонкой очистки 11ГФ-4СН (14).
Жидкость, сливаемая в бак при функционировании агрегатов как в ос-
новной гидросистеме, так и в бустерной гидросистеме, фильтруется сливными
фильтрами 20. В основной системе установлен обратный клапан 7, исключающий
слив жидкости из бака при снятии сливных фильтров.
Агрегаты нагнетающей
части бустерной и основной
гидросистем
Насос НП-34Ы-1Т
Насос НП-34М-1Т (рис.89) предназначен для нагнетания рабочей жидкос-
ти в гидросистему самолета. Насос - поршневый, ротативный, с золотниковым
распределением и регулируемой производительностью.
Основные технические данные
Направление вращения вала насоса ............ правое
Максимальное число оборотов вала насоса ..... 4000 об/мин
Выходные параметры работы насоса при темпера-
туре рабочей жидкости 20^5°С, окружающей среды
20^10°С и абсолютном давлении на входе в насос 2,2ата:
164
Рис.69. Насос НП-34М-1Т
1-рессора; 2-вал насоса;3-цилиндр регу-
лятора производительности; 4-корпус регу-
лятора; 5-тарировочная пружина; б-золот-
ник регулятора; 7-эолотник; 8-люлька;
9-блок цилиндров; 10-поршень; 11-корпус
насоса; 12-магистраль всасывания; 13-ма-
гистраль нагнетания.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
а)	производительность при числе оборотов вала
насоса 4000 об/мин и давлении нагнетания
180 кг/см^:
+1 5
в начале срока службы.......................   -2*	л^>а1Н
в конце срока службы ..................... не менее 34 л/мин
б)	давление нагнетания, при котором насос
прекращает подачу жидкости в систему (давление
нулевой производительности) при числе оборотов
вала насоса 4000 об/мин:
в начале срока службы..................... 215 । кг/см^
в конце срока службы......................   215_^	кг/см^
Выходные параметры работы насоса при тем-
пературе рабочей жидкости +10С43°С, окружающей
среды +80±10°0 и абсолютном давлении на входе
в насос 2,2 ата:
а)	производительность при числе оборотов вет-
ла насоса 4000 об/мин и давлении нагнетания
165 кг/см^:
в начале срока службы....................
в конце срока службы......................
б)	давление нагнетания, при котором насос
прекращает подачу жидкости в систему (давление
нулевой производительности) при числе оборотов
вала насоса 4000 об/мин:
в начале срока службы .................
в конце срока службы......................
не менее 34 л/мин
не менее 32 л/мин
2
не менее 202 кг/см
2
не менее 190 кг/см
Производительность насоса при числе обо-
2
ротов 500 об/мин, давление нагнетания 175 кг/см,
давление на входе 2,2 ата и температуре жцдкс гм
75*3°0:
в начале срока службы..........................    не	менее 3,7 л/мин
в конце срока службы...........   не менее 2,3 л/мин
Производительность и мощность, развиваемая насосом, прямо пропор-
циональны числу оборотов двигателя, так как насос установлен на коробке
приводов двигателя с постоянным передаточным отношением.
Получая вращение от коробки приводов, вал насоса 2 через карданную
передачу приводит во вращение блок цилиндров 9, который, скользя по зерка-
лу распределительного золотника 7, поочередно сообщает поршневые отверстия
166
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
то с дуговой фрезеровкой, связанной с магистралью всасывания, то с дуговой
фрезеровкой, связанной с магистралью нагнетания.
Поскольку ось блока цилиндров составляет некоторый угол с осью при-
водного вала при вращении вала и связанного с ним блока цилиндров, поршни
10 совершают в поршневых отверстиях блока цилиндров возвратно-поступатель-
ные движения. При этом в тех камерах, где поршни выдвигаются из блока (дви-
гаются справа налево), происходит всасывание рабочей жидкости из магистра-
ли всасывания, а в камерах, где п ини вдвигаются в блок (движение слева
направо), вытесняет ее под давлением через соответсвующую дуговую фрезе-
ровку в магистраль нагнетания.
От магистрали нагнетания сделан отвод жидкости на регулятор произ-
водительности, который изменяет угол установки блока цилиндров в зависи-
мости от величины давления в системе, т.е. изменяет ход поршней и соответ-
ственно производительность насоса.
Изменение угла наклона обеспечивается цилиндром 3 регулятора произ-
водительности за счет п ремещения люльки насоса 8, в который помещен блок
цилиндров.
* От повывения давления золотник регулятора производительности 6 при
давлении 180 кг/см^ начинает перемещаться и сжимать тарировочную пружину 5
регулятора. При этом происходит подача жидкости в цилиндр регулятора, ко-
торый начинает движение на уменьшение угла наклона люльки.
При давлении 215_^ кг/см^ цилиндр регулятора устанавливает люльку
почти соосно с приводным валом, дальнейший рост давления ограничивается
стравливанием жидкости через отверстие цилиндра регулятора на слив в ли-
нию циркуляции.
В указанном положении предусмотрен непр рывный слив 2-2,5 л/мин в
линию циркуляции, что дает возможность охлаждать насос, исключая его перег-
рев на режиме нулевой производительности.
При появлении расходов в системе давление падает, тарировочная пру-
жина 5 перемещает золотник 6 регулятора в исходное положение, при этом дав-
ление в полости цилиндра регулятора 3 стравливается через золотник и возв-
ратной пружиной регулятора люльки ставится на увеличенные производитель-
ности насоса. Внутренняя полость насоса соединяется с линией циркуляции
насоса. Утечки жидкости через сальниковое уплотнение приводного вала отво-
дятся в дренаж и выбрасываются в атмосферу.
При неработающих потребителях (неподвижная ручка управления, шасси
закрылки к т.п. находятся в крайних положениях) регулятор ограничивает
производительность насоса до комплектации утечек, поддерживая в системе
ЯМ И. I
167
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
заданное максимальное давление.
Для снижения температуры насоса внутренние утечки и часть жидкости
из линии нагнетания через специальное дроссельное отверстие в регуляторе
отводятся в бак. Жидкость перепускается через картер насоса и подшипнико-
вый узел и охлалс авт насос на режимах малых расходов в системе (режим ну-
левой производительности). Утечки отводятся в бак на всех режимах работы
насоса, а дроссельное отверстие в регуляторе открывается только в диапа-
зоне 190-215 кг/см^.
Обратные клапаны
Обратный клапан (рис.90) обеспечивает движение потока жидкости
только в одном направлении, соответствующем направлению стрелки на кор-
пусе.
Рис.90. Обратный клапан
1-штуцер; 2-поршень; 3-пружина; 4—корпус.
При выравнивании давления до и после клапана поршень 2,перемещаясь
возвратной пружиной 3, садится конусом на седло, перекрывая магистраль.
При падении давления до клапана, клапан удерживает давление, не допуская
ппоход жидкости в обратном направлении.
В гидросистеме применяются обратные клапаны, имеющие одинаковую
конструкцию и отличающиеся только диаметрами проходных сечений.
Клапан 6745Э0Б - диаметр проходного сечения 4 мм.
:Спапан 674600Б - диаметр проходного сечения 6 мм.
Клапан 6716Э0Б - диаметр проходного сечения 8 мм.
'(лапан 67180)Б - диаметр проходного сечения 1" мм.
За насосами II3-34M-1T установлены клапаны со стальным корпусом для
повышения надежности системы.
168
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Фильтры
Гидравлические фильтры предназначены для тонкой очистки жидкости
от посторонних частиц размером более 16 мк.
В основной системе фильтры установлены в следующих местах:
-	на. входе в бак на линии общего слива - сливной фильтр;
-	в линии циркуляции насоса - фильтр ИГФ-4СН;
-	на выходе из насоса НП-34М-1Т - фильтр ФГ-11СН;
-	на входе в камеру бустера стабилизатора - фильтр 11ГФ-4СН.
В бустерной системе установлены фильтры в следующих местах:
-	на выходе из насоса НП-34М-1Т - фильтр ФГ-11СН;
-	на входе в камеру бустера стабилизатора - фильтр 11ГФ-4СН;
-	на линии слива в бак - сливной фильтр;
-	в линии циркуляции насоса - фильтр 11ГФ-4СН.
Фильтр ФГ-11СН состоит из корпуса, фильтреэлемента тонкой очистки 5,
фильтроэлемента грубой очистки 6, перепускного клапана 10 и уплотнитель-
ных детелей.
Корпус состоит из головки 2 и стакана 11,соединенных на резьбе. Для
создания герметичности корпуса между головкой и стаканом установлены уплот-
нительное резиновое кольцо 3 и фторопластовые шайбы 4.
Фильтроэлемент тонкой очистки служит для очистки жидкости от посто-
ронних частиц размером более 16 мк и состоит из гофрированного цилиндра,
внутри которого для жесткости имеется стальной каркас.
Гофрированный цилиндр состоит из двух сеток: наружной, фильтрующей,
саржевого плетения и внутренней сетки - каркасной. По торцам к цилиндру
пвивариваются аргоно-дуговой сваркой фланцы, при помощи которых фильтроэле-
мент крепится за головку и стакан. Уплотнение по фланцам создается резино-
вым кольцами.
Фильтроэлемент грубой очистки состоит из дуралюминиевой трубки с
продольными гофрами, на которую плотно (виток к витку) навита профилирован-
ная проволока. На одном из торцов трубки установлена заглушка, на другом -
штуцер.
йиьтры 11ГФ-4СН (рис.92) и ФГ-11СН (рис.91) по конструкции аналогич-
ны и принцип работы их один и тот же (рис.93). Фильтры работают следующим
образом. Жидкость поступает через входной штуцер и сверления > головке во
внутреннюю полость Фильтра, проходит через фильтрующие элементы Фильтра
тоюсой очистки, а затем через фильтрующие щели фильтроэлемента грубой очист-
169
ii lAHi ( il.iOBAfl '• C 7 AilORh A, < '.М01ГТ11Ы’ СИ СТ! МЫ
ки и через выходной штуцер в гидросистему.
При засорении фильтроэлемента тонкой очистки и возникновения на
его поверхности перепада давлений срабатывает перепускной клапан, и ра-
бочая жидкость из входного штуцера, минуя фильтроэлемент тонкой очистки,
поступает к фильтру грубой очистки и далее к выходному штуцеру.
Рис.91. Фильтр ff’-HCH
1-штуцер; 2-головка; 3-уплотнительное кольцо; 4-фто-
ропластовые шайбы; 5-фильтроэлемемт тонкой очистки;
6-фильтроэлемент грубой очистки; 7-угшотнительные
прокладки; 8-пружина; 9-гайка; 10-перепускной кла-
пан; 11-стакан.
йшьтр 11ГФ-4СИ - прямоточного типа с пропускной способ-
ностью 10 л/мин, фильтр ФГ-11СН - отстойного типа с пропускной
способностью 40 л/мин.
170
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, CWO.lETHbll ( ИСТГЧЬ!
Рис.92. Фильтр 11ГФ-4СН
1-штуцер; 2-головка; 3-уплотнительное кольцо; 4-фторо-
пластовая шайба; 5-фильтроэлемент тонкой очистки; 6-
фильтроэлемент грубой очистки; 7-упср; 8-пружина; 9-кор-
пус перепускного клапана; 10-перепускной клапан; 11-ста-
кан.
Рис.93. Схема работы фильтра 11ГФ-4СН
а) перепускной клапан закрыт; б) перепускной клапан от-
крыт.
171
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСИ МЫ
Гидравлический бак и система его
подлавливания
Гидравлический бак (рис.94) общий для основной и бустерной гидро-
систем. Бак сварен из листового материала АИг-3 и разделен герметичной пе-
регородкой 8 на два отдельных отсека: основной и бустерный.
Каждый из отсеков гидравлического бака ю ?ет смотровую горловину для
контроля уровня заправки системы, штуцер всасывания 2, штуцер слива 1, труб-
ку подлавливания 10 и отсек отрицательных перегрузок для питания насоса в
перевернутом полете и при полете с отрицательной перегрузкой.
Отсеки соединены трубкой 9, исключающей переполнение одного из них в
случае перетекания рабочей жидкости из одной системы в другую.
Перетекание жидкости из одной системы в другую возможно благодаря
наличию в бустерах элеронов клапанов, переключающих бустеры с бустерной
системы на основную при падении давления в бустерной системе.
Перетекание рабочей жидкости через золотниковые переключатели бусте-
ров элеронов может быть наиболее интенсивным при отсутствии давления в од-
ной системе и при наличии давления в другой, а также в момент переключения
бустеров с одной системы на другую. Такие случаи возможны при работе от на-
земного гидронасоса одной системы, в полете - при отказе одной гидросисте-
мы.
Отсек отрицательных перегрузок отделен перегородкой 4, которая имеет
два тарельчатых клапана 5 и 6. Клапан 5 прижат к диафрагме со стороны
нижнего отсека слабой пружиной и служит для перетекания смеси из верхнего
отсека в нижний. Клапан 6 является предохранительным клапаном для нижнего
отсека. Он прижат сильной пружиной и давлением жидкости к перегородке 4 со
стороны верхнего отсека.
В случае возникновения повышенного давления в нижнем отсеке (перег-
рев рабочей жидкости) клапан 6 сообщает нижний и верхний отсеки и давле-
ние в отсеках гидробака выравнивается. В перевернутом полете клапан 6 удер-
живается в закрытом положении пружиной, а клапан 5 закрывается давлением
жидкости и усилием пружины. Нижний отсек отсоединяется от верхнего, обеспе-
чивая запас жидкости для работы насоса в перевернутом полете и при отрица-
тельных перегрузках.
Заправка гидробака осуществляется через бортовые клапаны заправки,
которые через сливную магистраль соединены со штуцерами слива гидробака.
Бустерный и основной отсеки бака имеют общую систему подлавливания,
172
Рис.94. Гидробак
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
1-штуцер слива} 2-штуцер всасывания} 3-заборный патрубок} 4-перепородка отсека питания насоса при отри-
цательных перегрузках} 5-клапан со Слабой пружиной; 6-клапан с сильной пружиной; 7-дренажная трубка;
8-герметичная перегородка; 9-трубка выравнивания уровня жидкости в отсеке; 10-трубка подлавливания;
11-корпуо горловины; 12-кварцевая трубка} 13-пайка; 14-уплотнительное кольцо; 15-<пплинт.
0-1
a
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
которая улучшает условия работы насосов НП-34М-1Т и повыпает высотность
гидросистемы.
Система подлавливания (см.рис.88) гидробака состоит из блока под-
лавливания 2, редуктора подлавливания 3, блока обратных клапанов с
предохранительным и стравливающим клапанами 4, штуцера подлавливания от
наземной установки 6, отстойника 1 и тройника проверки давления подлав-
ливания на земле 5.
Подлавливание гидробака осуществляется от компрессора двигателя.
Штуцер отбора установлен за последней ступенью компрессора. Из компрессора
воздух под давлением поступает в блок подлавливания 2, на входном штуцере
которого установлен обратный клапан и сетчатый фильтр с шелковым чехлом
для очистки воздуха, поступает его от компрессора.
Блок подлавливания аккумулирует сжатый воздух, поступающий от комп-
рессора на малых высотах, когда давление в компрессоре максимально, и
поддерживает на входе в редуктор высокое давление в течение всего полета.
Давление,аккумулированное в начале работы двигателя,удерживается обрат-
ным клапаном, установленным на входном штуцере блока подлавливания.
Рис.95. Блок подлавливания
1-входной штуцер; 2-обратный клапан; 3-пружина; 4-опора;
5—заклепка; 6-шелковый и сетчатые фильтры.
174
планер, силовая установка, самолетные системы
За блоком подлавливания воздух редуцируется редуктором 68260ЭА до
давления 1,6-2,55 кг/см2. Из редуктора сжатый воздух через клапан 4 посту-
пает в обе полости гидравлического бака.
Блок подлавливания (рис.95) сделан в виде баллона и служит для соз-
дания запаса сжатого воздуха в системе подлавливания. Баллон выполнен свар-
ным из материала АМг-М. Емкость баллона - 1,3 л, рабочее давление -
12 кг/см . Во входном штуцере 1 балл! на вмонтирован обратный клапан 2,
шелковый и два сетчатых фильтра о.
Блок клапанов (рис.96), установленный в системе подлавливания гид-
робаков, включает в себя три обратных клапана 1, предохранительный клапан
2 и рычаг 3 для стравливания давления вручную.
Обратные клапаны установлены для исключения стравливания давления
из гидробаков при выходе из строя линии подлавливания и линий, идущих к
бортовому штуцеру, а также для защиты редуктора подлавливания от попа-
дания масла АЛГ-1О.
Рис.96. Блок клапанов системы подлавливания
гидробаков
1-обратный клапан; 2-предохранительный клапан; 3-рычаг;
4-шток.
Предохранительный клапан установлен для разгрузки полостей гидробака
от избыточных давлений, возникающих при аварийном выпуске шасси и других
175
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
повышениях давлений в баке и для полного стравливания давления из полостей
бака при наземных ‘гооветжах систем, при заправке систем рабочей жидкостью
и т.п. Стравливание при наземных проверках систем производится вручную,
оттягивая рычаг 3.
Рычаг 3, нажимая на шток 4, открывает предохранительный клапан 2 и
соединяет полости бака с атмосферой. После того как рукоятка отпущена,она
возвращается в исходное положение пружиной и предохранительный клапан зак-
рывается - система восстанавливает свою герметичность.
Предохранительный клапан ГА-186Ц/3
Предохранительный клапан ГА—186М/3 (рис.97) предназначен для пере-
пуска рабочей жидкости из нагнетающей магистрали на слив при повышении
давления в гидросистеме выпе 250*5 кг/см^.
ГА-186Ы/3 состоит из корпуса 1, клапан-датчика 3, возвратной и та-
рировочной пружин 2 и 4, фильтра 5 и основного клапана 6.
При повышении давления в нагнетающей магистрали выше давления откры-
тия клапана-датчика 3 последний открывается и начинает перепускать рабочую
жидкость из полости высокого давления в линию слива. При этом образуется
перепад давлений в полостях А и Б, который поддерживается дросселем 7. Пе-
репад давлений действует на поршень основного клапана 6, открывает его и
освобождает проход жидкости из магистрали давления на слив.
При падении давления в системе до 220 кг/см^ клапан-датчик возвра-
щается пружиной 4 на седло, перепад давлений в полостях А и Б исчезает.
Основной клапан 6 возвращается в исходное положение возвратной пружиной 2.
Клапан считается закрытым, если утечки через него не превыпают 100 см^
за минуту.
Гуаровый гидроаккумулятор
Шаровый гидроаккумулятор (рис.38) является дополнительным источни-
ком гидравлической энергии при кратковременные увеличениях расходов рабо-
чей жидкости, а также при аварийном питании гидросистемы от насосной стан-
ции (совместно с цилиндрическими гидроаккумуляторами). Шаровый аккумуля-
тор является и гасителем пульсации давления, создаваемой насосами.
Аккумулятор состоит из корпуса 4 и крышки 3, на которой смонтирован
зарядный клапан 2. Элементом разделяющим газовую и гидравлическую полости,
является сферическая резиновая диафрагма 5, опирающаяся в нижней части на
176
8 сие те ну

Условные обозначения
+-ЛЛ| Высокое давление	|~^—~| Давление слива	Промежуточное давление
Рис.97. Предохранительный клапан ГА-186М/3
а-клапан закрыт,давление ниже 250^5 кг/см^; б-клапан открыт, давление в системе повыпенное.
1-корпус; 2-возвратная пружина; 3-клапан-датчик; 4-тарировочная пружина; 5-фильтр; 6-ос-
новной клапан; 7-дроссель.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛ МН Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.98. Шаровый гидроаккумулятор
1-гайка; 2-зарядный клапан с
угольником; 3-крышка; 4-коопус;
5-диафрагма; 6-грибок; 7-винт;
8-гайка; 9-коллектор.
a-исходное положение - газовая полость
заряжена азотом; б-рабочее положение -
гидоавлическая полость заполнена жид-
костью под давлением.
грибок 6, в котором выполнено 55 отверстий диаметром 1,2 мм . Корпус выпол-
нен из стали ЗОХ^СА, диафрагма из резины В-14Д.
Жидкость под давлением поступает в гидравлическую полость через
коллектор 9 и прогибает диафрагму. Азот сжимается, образуя запас гидравли-
ческой энергии. При расходах в системе азот вытесняет накопленную жидкость
в систему. Объем жидкости, заполняющий гидравлическую полость аккумулятора
при давлении в системе 210 кг/см^ - 1,15 л. Зарядка аккумулятора произво-
дится техническим азотом. Зарядное давление 50+ кг/см^.
Электрический дистанционный манометр 2ЭДММ-250А
Сдвоенный электрический дистанционный манометр 2ЭДОМ-250А предназ-
начен для измерения гидравлического давления в системе. Манометр 23ДММ-25ЭА
состоит из двух датчиков ЭДП-50/250 и одного двухстрелочного указателя
У2-250А.
В гидросистеме установлены два комплекта манометров для передней и
задней кабин. Датчики манометра установлены: в левой нише основного коле-
са на шпангоуте S? 20 - датчики манометра бустерной системы, в правой нише
178
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
основного колеса на шпангоуте Е? 20 — датчики манометра основной системы.
Указатели манометра размещены на приборных досках передней и задней
кабин.
Дроссель
Дроссель (рис.99)
сель состоит из корпуса
гайкой 4 и опоры 2.
предназначен для торможения потока жидкости. Дрос-
1, крьвдки 5, набора дроссельных шайб 3, стянутых
Рис.99. Дроссель
1-корпус; 2-опора; 3-дроссельные шайбы;
4-гайк#. 5—крышка; 6-решетка.
Пакет защищен решеткой 6. Шайбы разделяются дистанционными кольцами.
Каждая шайба имеет два дроссельных отверстия диаметром 0,5 мм. Установка
шайб предусматривает размещение дроссельных отверстий во взаимно перпенди-
кулярных плоскостях для каждой соседней пары шайб. Поток жидкости,двигаясь
по образованному лабиринту, тормозится, проходя дроссельные шайбы.
Бортовые клапаны
Бортовые клапаны служат для подсоединения наземных гидравлических
установок при проверках бустерной и основной систем на земле.
Справа в зоне шпангоутов № 27 и 28 установлены клапаны всасывания,
нагнетания, подлавливания и заправки основной гидросистемы. В том же месте
слева расположены бортовые клапаны бустерной системы: всасывания, нагнета-
ния и заправки.
Конструкция всасывающего и нагнетающего клапанов одна и та же, раз-
личия заключаются в размере проходных диаметров.
179
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Бортовой клапан (рис.100) состоит из корпуса 5, угольника 2, клапана
4,пружины 3, заглушки 6- и уплотнительных колец 1. При подсоединении соот-
ветствующих штуцеров от наземной установки необходимо снять заглушку и на-
вернуть накидную гайку наземного штуцера на пезьбу корпуса 5. При этом на-
конечник наземного штуцера нажимает на толкатель клапана 4,клапан переме-
щается в крайнее положение, и наземная установка оказывается сообщенной с
самолетной гидросистемой. При отсоединенном наземном штуцере возвратная
пружина 3 устанавливает клапан 4 на седло корпуса перекрывая магистраль.
Затем штуцер закрывается заглушкой. Уплотнительное резиновое кольцо 1 соз-
дает дополнительную герметичность клапана.
Штуцер наземного поддавливания не имеет внутренних подвижных частей
и выполнен в виде обычного штуцера.
Рис.100. Бортовой клапан
1-уплотнительные кольца; 2-угольник; 3-пружина; 4-кла-
пан; 5-корпус; 6-заглушка.
3. ОСНОВНАЯ ГИДРОСИСТЕМА
Основная гидросистема (см.рис.88) служит для выпуска и уборки шасси,
автоматического торможения колес при уборке шасси, выпуска и уборки тор-
мозных щитков, закрылков, конуса воздухозаборника, противопомлажных ство-
рок, створок всережимного сопла двигателя, обеспечивает питание одной
камеры бустера стабилизатора, является дублирующей для бустеров элеронов,
а также обеспечивает открытие и закрытие клапана обдува радиостанции
Р-802.
В основной гидросистеме давление создается поршневым насосом пере-
менной производительности НП-34М-1Т (11). Питание насоса НП-34М-1Т основ-
180
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМ0ЛЕТНЫ1 СИСИ Mi.
ной гидросистемы осуществляется из отсека гидробака 12 через всасывающий
трубопровод. В линии давления за насосом установлены обратный клапан 7 и
фильтр тонкой очистки ФГ-11СН (13).
К линии давления подключены датчики ЕДП-50/250 (15) электродистанцион-
ных манометров 2ЕЩ1Ш-250А, предохранительный клапан ГА-186Ы/3 (18) и потре-
бители - выдвижной конус воздухозаборника, противопомпажные створки, шасси,
закрылки, тормозные щитки, цилиндр клапана обдува радиоблока.
Обратный клапан (7), установленный перед шаровым гидроаккумулятором,
отсекает линии питания бустеров элеронов и стабилизатора, закрылков и
створок сопла двигателя от всех выпеперечисленных потребителей.
При больших расходах рабочей жидкости в линиях шасси, тормозных щит-
ков, конуса, давление падает только в линии до обратного клапана, шаровый
гидроаккумулятор разряжается в направлении бустеров, закрылков и створок
реактивного сопла и тем самым обеспечивается нормальная работа указанных
агрегатов.
Для предотвращения резкого падения давления в нагнетающей линии пот-
ребителей, подключениях до обратного клапана, для снижения давлений,возни-
кающих в сливных магистралях, а также для обеспечения необходимого времени
функционирования гидроагрегатов в линиях "ШПУСК" и "УБОРКА" тормозных щит-
ков, второго положения конуса, линиях "ВЫПУСК" закрылков и шасси, в линии
"УБОРКА" противопомпажных створок установлены двусторонние дроссели 45,48,
67,55 (2 шт.), 51, 56 и 33, а на линии "УБОРКА" шасси односторонние дрос-
сели 42 (2 шт.).
Для бустера стабилизатора дополнительным источником энергии при вы-
ходе из строя бустерной системы служит также и оииндрический аккумулятор
27. Цилиндрический гидроаккумулятор установлен на линии нагнетания, идущей
к бустеру стабилизатора, и отделен от всех остальных потребителей (включая
бустеры элеронов и створки реактивного сопла) еще одним обратным клапаном.
Клапаны назешюго насоса подключены к самолетной системе следующим
образом:
-	нагнетающий 10 - в линию давления за обратным клапаном, защищающим
самолетный насос от давления наземного насоса, перед фильтром ФГ-11СН;
-	всасывающий 9 - в линию всасывания самолетного насоса;
-	клапаны заправки 8 - в линию слива перед сливным фильтром в основ-
ной системе и перед сливным фильтром в бустерной;
-	штуцер поддавливанкя 6 - в линии подлавливания перед предохранительным
клапаном блока обратных клапанов (4) системы поддавливанкя за редуктором
(редуктор устанавливается на наземном оборудовании).
181
ПЛАЦ1Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Гидросистема управления шасси
Гидросистема управления шасси обеспечивает уборку и выпуск основных
и носовой стоек шасси, открытие и закрытие щитков основных стоек шасси, а
также автоматическое торможение колес при уборке шасси.
Гидросистема управления шасси (рис.101) включает кван управления
шасси ГА-142/1 (13) с обратным клапаном 15 и дросселем 14, два согласующих
клапана 7 - для левой и правой стоек, цилиндр выпуска и уборки носовой
стойки 3, гидрозамок цилиндра уборки носовой стойки шасси z, два цилиндра
выпуска и уборки основных стоек шасси 11, с гидрозамками 12 и односторон-
ними дросселями 10, два цилиндра выпуска и уборки щитков основных стоек о,
два аварийных клапана 6, два цилиндра замков убранного положения основных
стоек шасси Э, обратные клапаны 8 и цилиндр автоматического торможения 1.
Летчик из передней кабины управляет коаном ГА-142/1 при помощи пе-
реключателя, установленного на левой панели приборной доски. Переключатель
имеет три положения: "ЗлПУГЕНО", "УБРАНО"-, "НЕЙТРАЛЬНО". Летчик из задней
кабин’' при необходимости может переключить управление шасси с передней ка-
бины на заднюю переключателем с надписью "БАССИ, ЗАКРЛЛКИ", установленным
и;. . ерхнем нитке задней кабины. При этом летчик в задней кабине управляет
шасси переключателем, установленным на левой панели приборной доски.
Трехпозиционный электромагнитный кран ГА-142/1 установлен в линии
давления основной гидросистемы. От крана отходят две рабочие магистрали -
выпуска и уборки шасси. Положения переключателя управления шасси соответ-
ствуют положениям крана ГА-142/1.
При установке переключателя в положение "ВЫПУГЕНС” (рис.101) кран
соединяет магистоаль выпуска с нагнетающей магистралью основной гидросис-
темы, а магистраль убооки с магистралью слива в гидробак. Рабочая жидкость
по магистрали выпуска подходит вначале к цилг драм 9 открытия замков убран-
ного положения основных стоек шасси, а также к *гидрозамку 4 и цилиндру но-
совой сто'ки 3. После того, как замки основных стоек откроются и освобо-
дят основные стойки шасси, рабочая жидкость, пройдя через них, поступит,
одновременно в гидрозамки 12 цилиндров выпуска и уборки основных стоек 11 и
цилиндры витков основных стоек шасси 5. Из гидрозамков носовой и основных
стоек рабочая жидкость поступает в цилиндры выпуска и уборки 3 и 11 и
производит выпуск всех стоек шасси» Одновременно жидкость попадает в ци-
линдры щитков, которые открывают щитки..
В выпущенном положении основные стойки шасси удерживаются внутренни-
182
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ >CT\l’<tr.!-'\, СЛ.ЧО 1 НГД liCH мы
ми механическими замками, расположенными в цилиндрах уборки, и гидрозамка-
ми, передняя стойка удерживается механическим замком в стойке и гидрозам-
ком. При этом загораются зеленые лампы сигнализации выпущенного положения
шасси на пилотажно-посадочных щитках, установленных на левых пультах перед-
ней и задней кабин.
После выпуска шасси (на посадке) переключатель остается в положении
"ВЫПУЩЕНО" до окончания пробега и установки самолета на стоянку, а затем
переводится в положение "НЕЙТРАЛЬНО" и фиксируется флажком.
При установке переключателя в положение "УБРАНО" кран ГА-142/1 сое-
диняет магистраль уборки с нагнетающей магистпапью основной гидросистемы,
а магистраль выпуска с магистралью слива. Рабочая жидкость при этом под-
ходит одновременно к гидрозамку носовой стойки 4 и к цилиндру автоматичес-
кого торможения 1, через односторонний дроссель 10 к гидрозамкам 12 цилинд-
пов основных стоек, к цилиндрам открытия замков убранного положения 9 и к
согласующим клапанам 7.
Из гидрозамков рабочая жидкость поступает в цилиндры выпуска и убор-
ки стоек шасси и убирает их. Одновременно в цилиндрах открытия замков убран-
ного положения основных стоек шасси убираются штоки и освобождаются под
действием пружин рычаги механических замков.
Рабочая жидкость, поступившая в цилиндр автоматического торможения
1, выпускает шток. Шток нажимает на рычаг тормозного клапана н/-'’ (2),
открывает его и производит торможение колес.
Основные стойки в убранном положении нажимают на штоки согласуй их
клапанов 7, которые открываются и пропускают через себя рабочую жидкость
под давлением в полости цилиндров витков 5 на уборку. В убранном поло-
жении основные стойки удерживаются механическими замками, установленными
в колодцах шасси в крыльях, носовая стойка удерживается механическим зам-
ком, установленным в нише носовой стойки.
После уборки шасси загораются красные сигнальные лампы на пилотажно-
посадочных щитках в передней и задней кабинах.
Для устранения проникновения сливных давлений, возникающих при ра-
боте тормозными щитками, конусом и закрылками (при кране шасси, установлен-
ном в положение "НЕЙТРАЛЬНО"), в полости выпуск - уборка цилиндров шасси
в линию слива включен обратный клапан 15. Обратный клапан препятствует
проникновению давления в цилиндры шасси, предотвращая возможность откры-
тия механических замков цилиндров.
”.!\И Р	УСТАНОВКА. ОМО Н Tilbii ПСП МЫ
Рис. 101. Гидросистема управления жасси
1-цилицдр автоматического торможения колес при уборке; 2-кла-
пан ПУ-7; 3-цилиндр выпуска и уборки носовой стойки жасси;
4-гид розамок носовой стойки шасси; 5—далиндр щитков основной
стойки шасси; 6-аварийный клапан; 7-согласулжий клапан;
8-об ратный клапан; Э-циливдр замка убранного положения основ-
ной стойки шасси; 10—односторонний дроссель; 11-цилиндр выпус-
ка и уборки основной стойки жасси; 12-гцдрозамок цилиндра ос-
новной стойки шасси; 13-кран жасси ГА-142/1; 14-дроссель диа-
метром 3 мм; 15-обратный клапан.
184
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Агрегаты гидросистемы управления шасси
Кран шасси ГА-142/1
Кран шасси ГА-142/1 (рис.1Э2) - трехпозиционный, электромагнитный
кран с серводействием.
Кран состоит из двух электромагнитов 2 с обмоткой и шариковыми кла-
панами 1, распределительного золотника 8, плунжеров 5 и втулок 6 с пружина-
ми 4, размешенных в корпусе 7 из алюминиевого сплава. В конструкции крана
предусмотрены кнопки 9 ручного управления.
При выключенных электромагнитах шарики клапанов давлением прижаты к
седлам. Полости с левой и правой сторон распределительного залотника соеди-
нены с линией давления, и золотник находится в среднем нейтральном поло-
жении. При этом оба выходных штуцера соединены со сливом.
При включении левого электромагнита (положение крана "НА ВЫПУСК")
якорь электромагнита, перемещаясь, нажимает на шарик клапана 1, прижимая
его к седлу. При этом полость слева от распределительного золотника соеди-
няется со сливом, а полость справа остается соединенной с давлением.
Правый плунжер 5 под давлением жидкости перемещает распределитель-
ный золотник 8 в крайнее левое положение. Правая втулка 6 при этом остается
на месте, так как она упирается в корпус 7. Левый плунжер и втулка переме-
щаются вместе с золотником 8 в крайнее левое положение до тех пор, пока
левая втулка не упрется в корпус 7. При этом левый штуцер соединяется с
магистралью давления, а правый - со сливом.
При выключении левого электромагнита шарик под действием давления
жидкости отжимается от седла и полость слева от золотника соединяется с
давлением. Золотник начинает возвращаться в нейтральное положение, так
как на него действует усилие от левой втулки от давления рабочей жидкости
и усилия сжатой пружины. Движение золотника прекращается, как только ле-
вая втулка дойдет до упора в корпус 7. При этом полость "НАСОС" запирает-
ся, а выходные штуцеры сообщаются со сливом. Правый штуцер в результате
включения правого магнита сообщается с давлением, а левый - со сливом. При
этом работа агрегата происходит аналогично случаю включения левого магни-
та. При выключении правого магнита золотник также устанавливается в
нейтральное положение. При отсутствии давления и при обесточенных электро-
магнитах золотник устанавливается в нейтральное положение пружинами 4. Для
включения агрегата от руки необходимо снять предохранительные колпачки
185
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.102. Кран шасси ГА-142/1
а - левый электромагнит включен; б - правый электромагнит вклю-
чен; в - оба электромагнита выключены.
1-шариковый клапан; 2-электромагнит; 3-толкатель; 4—пружина;
5-плунжер; 6-втулка; 7-корпус; 8-распределительный золотник;
9-кнопка ручного управления.
и резко, но без удара нажать на кнопку 9. При этом передается движение на
толкатель магнита и осуществляется срабатывание клапана. Нажатие на правую
кнопку заменяет включение правого магнита, левой кнопки - левого магнита.
В линии выпуска крана устанавливается дроссельный штуцер с диаметром дрос-
сельного отверстия 3 мм. В гнездо корпуса "БАК" ввернут обратный клапан,
состоящий из шарика, ползуна, пружины и корпуса с крынкой. Обратный клапан
пропускает поток жидкости в направлении от крана и препятствует распростра-
нению давления в сливных линиях системы на систему управления шасси.
186
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Гидрозамок шасси
Гидрозамки основных и передней стоек одинаковы по конструкции (рис.
103).
Гидрозамок состоит из корпусов 1 и 4, соединительной гайки 2, гильзы
7, клапана 8 с с термоклапаном 9, клапана аварийного выпуска 11, поршня 3 с
толкателем 5 и возвратной пружины 6.
Гидрозамок предназначен для запирания жидкости в полости выпуска
цилиндров-подъемников стоек, что препятствует складыванию (уборке) стоек
при отказе механических замков.
При подаче давления на выпуск (см.рис.103,поз.1) жидкость, подводи-
мая к штуцеру "А" попадает в полость корпуса 4. Далее, отжимая клапан 8 от
седла, жидкость через выходной штуцер *Т" поступает к цилиндру и произво-
дит выпуск стойки. По окончании выпуска, когда давление до и после клапана
выравнивается, клапан 8 возвратной пружиной 10 ставится на седло, запирая
тем самым объем жидкости в полости выпуска цилиндра - подъемника.
При уборке стойки (см.рис.103, поз.II) жидкость, подаваемая в штуцер
"В", перемещает поршень и толкатель в крайнее левое положение. При этом
толкатель отжимает клапан 8 от седла, тем самым открывая проход жидкости
из полости выпуска на слив. По окончании уборки, при постановке крана шас-
си ’НЕЙТРАЛЬНО”, возвратная пружина поршня возвращает толкатель и поршень
в исходное положение, и клапан 8 ставится пружиной на седло.
При термических расширениях жидкости в отсеченном клапаном объеме,
давление Стравливается через термоклапан, вмонтированный в клапан 8 гидро-
замка (см.рис.103, поз.ПО.
Термоклапан 9 состоит из шарика, упора со шлицами, пружины с гайкой
и тарируется на открытие при 275 кг/см2.
При аварийном выпуске шасси сжатый воздух, подаваемый в штуцер ”В",
перебрасывает клапан аварийного выпуска 11 на седло, образованное торцом
гильзы. При этом воздух, выходя через штуцер "Г" производит выпуск стойки,
а герметичность между воздушной полостью и гидравлической системой осу-
ществляется за счет торцевого резинового уплотнения поршня аварийного вы-
пуска, прижатого к торцу гильзы (см.рис.103, поз.1У).
При стравливании воздуха из линии аварийного выпуска, клапан аварий-
ного выпуска ставится на седло корпуса 1 возвратной пружиной 10.
187
Рис.103. Гидрозамок шасси
планер, силовая установка, самолетные системы
1-корпус; 2-соединительная гайка; 3-поршень; 4-корпус; 5-толкатель; 6-возвратная пружина; 7-гильза;
8-клапан; 9-термоклапан; 10-воэвратная пружина; 11-клапан аварийного выпуска.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Согласующий клапан
Во избежание поломки щитков колес основных стоек при уборке шасси
необходимо обеспечить строгую очередность постановки стойки в убранное по-
ложение с закрытием щитка шасси. Такая синхронизация (или согласование)
уборки стойки и уборки щитка достигается путем установки согласующего
клапана (рис.104) в магистралях уборки цилиндра щитка.
Рис.104. Согласующий клапан
а - давление подано на уборку щитков,но заперто клапаном. Ос-
новная стойка убирается; б - основная стойка убрана, клапан на-
жат штоком. Давление подано на уборку щитков.
1-крышка; 2-корпус; З-шток; 4-стопорное кольцо; 5-контровоч-
ная гайка; 6-винт; 7-возвратная пружина; 8-клапан; 9-пружина.
Согласующий клапан состоит из корпуса 2, клапана 8, пружины 9 и штока
3 с возвратной пружиной 7. При подаче давления на уборку жидкость подает-
ся в цилиндр уборки стойки и к согласующему клапану. Основные стойки начи-
нают убираться, но к цилиндрам щитков жидкость не поступает, потому что
проход в полости уборки цилиндра перекрыт клапаном. При постановке стойки
на замок убранного положения стойка нажимает на специальный рычаг, утапли-
вающий шток согласующего клапана, который отжимает клапан 8. После этого
жидкость поступает в полость уборки цилиндров щитков шасси, щитки убирают-
ся, закрывая колеса шасси.
При выпуске шасси шток устанавливается в исходное положение возврат-
ной пружиной 7. Клапан садится на свое седло. Но так как при выпуске щитков
поток жидкости на слив из полости уборки идет в обратном направлении, то в
этом случае обратный клапан не препятствует его движению.
В случае негерметичности клапана и при отсутствии дренажа возможна
189
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
частичная уборка щитка, что может .вызвать его поломку. Для исключения
это^о в корпусе имеется штуцер, который сообщается со сливом. Попадающая
через закрытый клапан жидкость уходит через дренаж на слив, не вызывая
уборки щитка.
При нажатии штока стойкой он, перемещаясь, перекрывает дренажное
отверстие и после открытия клапана жидкость уже не может попасть на слив,
а идет на уборку щитков колес шасси.
Цилиндр выпуска и уборки носовой стойки шасси
Цилиндр выпуска и уборки носовой стойки (рис.105) состоит из верх-
ней крышки 2,шарнира подвески 1, гильзы 4, штока 5, ушкового болта 7 и
нижней крышки 6. Подвод давления к полостям выпуска и уборки осуществля-
ется через шарнир подвески 1, что позволяет исключить применение гибких
трубопроводов.
Рис.105. Цилиндр выпуска и уборки носовой стойки шасси
1-шарнир подвески; 2-верхняя крынка; 3-кардан подвески; 4-гильза;
5-шток; 6-нижняя крынка; 7-ушковый болт.
Цилиндр выпуска и уборки основной стойки шасси
В выпущенном положении цилиндр выпуска и уборки служит силовым
подкосом стойки и удерживает стойку от складывания механическим замком,
включенным в конструкцию цилиндра (рис.106).
Подвод жидкости на выпуск и уборку осуществляется через кардан под-
вески цилиндра и далее по трубопроводам, подсоединенным к штуцерам корпуса
190
191
б-закрытое положение механического замка.
1-сепаратор с пружинами; 2-разжимное кольцо; 3-поршень штока; 4-корпус цилиндра; 5-гидрозамок;
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
6-стопорная втулка.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
полостей выпуска и уборки. На цилиндре установлен гидрозамок 5, который
крепится к цилиндру хомутом. Гидрозамок включен в линию уборки и выпуска.
Пикл уборки и -шуска осуществляется следующим образом. При подаче
- давления на выпуск жидкость, проходя через оси кардана и кардан, поступает
в гидрозамок и через него в полость цилиндра на выпуск. Действуя на поршень
штока, жидкость перемещает шток.
На поршне 3 смонтирован механический замок, состоящий из пружинного
разжимного кольца 2, стопорной втулки 6 и сепаратора с пружинами 1. Наруж-
ный диаметр пружинного кольца в свободном состоянии выполнен по диаметру
проточки в гильзе цилиндра. При движении штока на выпуск и при убранном
положении разжимное кольцо находится в сжатом состоянии и пружина отжата.
В тот момент, когда шток доходит в выпущенном положении до упора,
разжимное кольцо совмещается с проточкой в гильзе цилиндра и под действием
упругих сил разжимается и соскакивает в проточку. Кольцо далее фиксируется
стопорной втулкой под действием пружин и давления: стопорная втулка наруж-
ным диаметром входит во внутренний диаметр кольца, что препятствует сжатию
кольца. В этом положении замок заперт, сжимающие внешние нагрузки передаются
упором штока на кольцо и замыкаются на гильзе цилиндра, растягивающие наг-
рузки передаются упором штока на нижнюю крыпку.
При уборке давлением рабочей жидкости втулка смещается влево, осво-
бождая разжимное кольцо, и при перемещении штока на уборку разжимное коль-
цо вновь сжимается по скосам выточки корпуса до размера,равного диаметру
цилиндра, и тогда шток получает возможность убираться и убирать стойку
шасси.
Внутренеее поршневое устройство позволяет увеличить диаметр штока
цилиндра без уменьшения площади поршня в полости "УБОРКА".
Цилиццр автоматического торможения
Цилиндр автоматического торможения установлен в линии уборки шасси.
При помощи цилиндра автоматического торможения осуществляется нажатие ры-
чага клапана ТЕ/-7 и последующее торможение колес при уборке (рис.1С7).
Цилиндр состоит из корпуса 3, крынки 1 и штока 2 с возвратной пружи-
ной 4. При подаче давления на уборку шток 2 под действием поступающей жид-
кости выдвигается и, перемещая нажимной рычаг ПУ-7, производит торможение.
После постановки крана шасси ГА-142/1 в положение "НЕЙТРАЛЬНО" шток возвра-
щается в исходное положение пружиной и колеса через ПУ-7 растормаживаются.
Регулировочный винт устанавливается таким образом, чтобы обеспечить давле-
192
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
нже в тормозной системе при срабатывании ПУ-7, равное 3-5 кг/см^.
Рис.107. Цилиндр автоматического торможения
1-крынка со штуцером; 2-шток; 3-корпус; 4-возвратная
пружина.
Односторонний дроссель
Односторонний дроссель (рис.106) обеспечивает торможение потока
жидкости в одном направлении и безпрепятственно пропускает жидкость в дру-
гом, обратном направлении. Такая схема работы достигнута установкой в
конструкции обратного клапана, имеющего малое отверстие в плунжере 3,
которое сообщает входной и выходной штуцеры.
При подаче давления против движения самого плунжера жидкость может
проходить только через калиброванное отверстие в плунжере, что создает
значительное торможение потока. При обратном движении жидкости плунжер под
действием давления перемещается влево, сжимая возвратную пружину 5, и по-
ток жидкости беспрепятственно проходит через дроссель.
В гидросистеме односторонние дроссели установлены в линии уборки ос-
новных стоек шасси с тем, чтобы в момент выпуска тормозить сливаемую из
полостей уборки цилиндров жидкость, обеспечивая плавное замедленное дви-
жение стоек на выпуске и предохраняя щитки основных колес от поломки. При
уборке шасси дроссели не влияют на скорость уборки, так как в этом направ-
лении торможение потока не происходит.
Односторонний дроссель состоит из корпуса 1, крышки 2, плунжера 3,
защитной сетки 4, пружины 5 и опоры 6. Диаметр дроссельного отверстия плун-
жера 1,5 ми, от засорения оно защищено сеткой 4 с отверстиями 1 мм.
Дроссели установлены по одному в каждом крыле и смонтированы на
цилиндрах уборки и выпуска основных стоек (на штуцерах уборки).
193
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.108. Односторонний дроссель
а - подача давления на выпуск шасси, Жидкость проходит только
через калиброванное отверстие в плунжере. Происходит торможение
потока; б - подача давления на уборку шасси. Жидкость проходит
беспрепятственно.
1-корпус; 2-крышка; 3-плунжер; 4-защитная сетка; 5-возвратная
пружина; 6-опора.
Гидросистема управления тормозными щитками
Гидросистема управления тормозными щитками (рис.109) состоит из
комбинированного клапана (обратного и термоклапана) 1, крана ГА-184У (2),
крана кольцевания 3 и трех цилиндров уборки и выпуска тормозных щитков -
двух цилиндров 4 на переднем щитке и одного 5 - на заднем.
Углы отклонения тормозных щитков: переднего 30°, заднего 40°.
Управление тормозными щитками (рис.110) может осуществляться как
из передней, так и из задней кабины.
Управление из передней кабины осуществляется выключателем, уста-
194
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ ОСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.109. Гидросистема управления тормозными щитками
1-комбинированный клапан; 2-кран ГА-184У; 3-кран кольцевания;
4-цилиндр выпуска и уборки переднего тормозного щитка; 5-циливдр
выпуска и уборки заднего тормозного щитка; 6-дроссели.
новленным на рычаге управления двигателем. При необходимости летчик
из задней кабины может переключить управление тормозными щитками с перед-
ней кабины на заднюю переключателем с надписью "ТОРМОЗЕ.ШИТКИ", установ-
ленным на верхнем щитке в задней кабине.
При установке переключателя в положение "2-я КАБИНА." управление тор-
мозными щитками осуществляется из задней кабины выключателем, установлен-
ным на рычаге управления двигателем.
Гидросистема управления тормозными щитками (см.рис.110) начинается
с установленного в линии давления основной гидросистемы комбинированного
клапана 1. От него линия давления подходит к электромагнитному крану
ГА-184У.
Выходные штуцеры крана соединены со штуцерами уборки и выпуска ци-
линдров .переднего и заднего тормозных щитков. Линия уборки и выпуска перед-
него тормозного щитка соединены магистралью, в которой установлен кран
кольцевания 3.
Ручной кран кольцевания предназначен для того, чтобы закольцевать
(соединить) магистрали выпуска и уборки тормозных щитков на стоянке при
работе в зоне люков переднего тормозного щитка для предотвращения его
195
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
случайного закрытия.
Для безопасности работы в зоне заднего тормозного щитка необходимо
задний тормозной щ«.ток отстыковать от штока цилиндра, так как при включе-
нии крана кольцевания  работающем насосе основной гидросистемы (наземном
или самолетном) из-за перепада давлений, возникающего в полостях цилиндра,
задний тормозной щиток может убраться.
При выключенных выключателях на РУД (в передней  задней кабинах)
кран ГА-184У установлен в положение "УБОРКА." и соединяет линию давления с
линиями уборки тормозных щитков, а линию слива - с линиями выпуска.Щитки
находятся в убранном положении.
Рис.110. Управление тормозными щитками
1-АЗС "ТОРМОЗ. Е'ЛТКИ"; 2-перекпючатель "ТОРМОЗ. БИТКИ"; 3-микро-
выключатель на РУД в задней кабине; 4-микровыключатель блоки-
ровки выпуска щитков по подвесному баку; 5-кран ГА-184У;
6-микровыключатель на РУД в передней кабине; 7-дроссели диа-
метром 1,5 мм; 8-дроссели диаметром 1,8 мм; 9-кран кольцева-
ния; 10-комбинированный клапан (обратный клапан с о,ермоклапа-
ном).
При включенных выключателях кран ГА-184У сработает и соединит линию
давления с линией выпуска, а линию слива с линией уборки. Тормозные щитки
196
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
при этом выпускаются и находятся в выпущенном положении все время, пока
включен выключатель на РУД. После того как переключатель выключен, кран
ГА-1847 обесточивается, линия нагнетания соединяется с линией уборки и
тормозные щитки убираются.
3 убранном и выпущенном положениях тормозные щитки удерживаются
давлением рабочей жидкости и обратным клапаном, включенным в конструкцию
комбинированного клапана. Кроме обратного клапана, в конструкцию комбини-
рованного клапана включен термоклапан. Термоклапан служит для стравливания
избыточных давлений, могущих возникнуть в замкнутых объемах, отсеченных
обратным клапаном.
При установке под фюзеляжем подвесного бака, для предотвращения его
поломки, кран управления тормозными щитками отключается. Для этого уста-
новлен концевой выключатель, который при подвеске бака разрывает электро-
цепь питания крана ГА-184У.
Для снижения сливного давления в рабочих магистралях за краном
ГА-184У установлены дроссели диаметром 1,8 и 1,5 мм.
Агрегаты гидросистемы управления тормозными
щитками
Кран ГА-184У
Кран ГА—184У (рис.111) - двухпозиционный электромагнитный кран с
сепводействием. Кран состоит из электромагнитного клапанного датчика и зо-
лотника, управляемого датчиком через два поршня и осуществляющего переклю-
чение подачи жидкости под давлением.
При выключенном электромагните шарик давлением жидкости, поступающей
от насоса по отверстию, просверленному в корпусе, отжимается вправо и откры-
вает проход жидкости во внутреннюю полость поршня 9. Площадь данного поршня,
на которую действует жидкость, больше площади поршня золотника 3, поэтому
под действием давления жидкости на поршень 9 происходит перемещение золот-
ника в крайнее левое положение.
Золотник занимает положение, при котором магистраль "ОТ НАСОСА"
соединяется с магистралью "В ЦИЛИНДР НА УБОРК/", а магистраль "ОТ ЦИЛИНДРА"
соединяется с магистралью "В БАК".
При включении электромагнита его якорь, перемещаясь, прижимает шарик
к седлу, закрывая доступ жидкости от насоса во внутреннюю полость поршня и
сообщая ее со сливом в бак. Золотник иод действием давления жидкости на
его левый торец перемещается в крайнее правое положение, сжимая пружину и
197
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
перемещая поршень до упора.
Золотник занимает положение, при котором магистраль "ОТ НАСОСА" сое-
диняется с магистралью "ОТ ЦИЛИНДРА” (поз.а), а магистраль "В ЦИЛИНДР НА
УБОРКУ" соединяется с магистралью "В БАК".
Если обесточить электромагнит, то кран под действием давления перек-
лючится в исходное положение.
Рис.111. Кран ГА-184У
а — электромагнит выключен; б - электромагнит включен.
1-корпус; 2-поршень; 3-золотник; 4-чиаряковый клапан;
5-датчик; 6-электромагнит; 7-якорь; 8-пружина; 9-поршень.
Комбинированный клапан
Комбинированный клапан (рис.112) - обратный клапан с термоклапа-
ном — работает следующим образом.
Обратный клапан, как гидрозамок, удерживает щитки в убранном поло^
жении при падении давления в основной гидросистеме, термоклапан предохра-
няет от разрыва гидроцилиндры и трубопровод при возрастании давления в
замкнутом объеме при резких перепадах температуры.
Клапан состоит из корпуса 1, крынки 4, обратного клапана с шариком
6, пружины 5, седла 3 и тарировочной пружины 7 с упором 2.
Клапан включен в систему таким образом, что жидкость, подаваемая
198
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
на край, проходит через обратный клапан и поступает к крану. При отсутст-
вии давления в системе обратный клапан закрыт и отсекает систеыу тормозных
щитков от линии нагнетания. А так как кран, при убранных тормозных щитках,
соединяет линию уборки с нагнетанием, то следовательно, обратный клапан
препятствует вытеснению жидкости из линии уборки в систему, т.е. исключает
отсос тормозных щитков в полете. При повышении давления перепада (т.е. дав-
ление за клапаном больше, чем в системе) до 25^° кг/см^ обратный клапан
вместе с седлом под действием давления перемещается, сжимая тарировочную
пружину.
По достижении указанного перепада давления шарик клапана накалы-
вается на упор и отходит от седла, вследствие чего избыточное давление
ст равл и ваетс я.
Рис.112. Комбинированный клапан
Р - повышенное давление вследствие термического расширения
жидкости.
.1-корпус; 2-упор; 3-седло; 4-крапка; 5-пружина; 6-шарик;
7-тарировочная пружина.
Кран кольцевания
Кран кольцевания (рис.113), установленный в системе управления тор-
мозными щитками, золотникового типа, с ручным управлением, служит для сое-
динения магистралей уборки (линии давления) с выпуском (линией слива) на
земле и предохраняет от самопроизвольного движения переднего щитка на убор-
ку при создании давления в системе. Кран обспечивает безопасную работу
обслуживающему персоналу в нише переднего тормозного щитка, а также создает
возможность выпуска щитков вручную при отсутствии давления в гидросистеме.
199
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Кран состоит из корпуса 2, возвратной пружины 6, штока 3, крышек 1
и 4 и ручки 5.Шток установлен в корпусе с зазором 4—6 мк для исключения
больших перетеканий м«-жду линиями управления щитков. Шток 3 гидравлически
уравновешен При вытягивании штока полости штуцеров сообщаются между собой
через проточку золотника. Ручка крана окрашена в красный цвет. В вытянутом
положении шток стопорится чекой, имеющей флажок.
Рис.113. Кран кольцевания
1-крышка; 2-корпус; 3-шток; 4-крыпка; 5-ручка;
6-возвратная пружина.
Цилиндры тормозных щитков
На переднем тормозном щитке установлены два цилиндра выпуска и
уборки, на заднем тормозном щитке - один цилиндр (рис.114).
Рис.114. Цилиндр заднего тормозного щитка
1-подводящие штуцеры; 2—крышка; 3-корпус; 4-шток;
5-сухарь; 6-ушковый болт.
200
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Составными частями цилиндра переднего тормозного щитка (рис.115)
являются подводящие штуцеры 1, крылка цилиндра 2, корпус цилиндра 3,
шток с поршнем 4, сухарь для контровки 5, ушковый болт 6.
При'подаче давления на уборку жидкость проходит через поворотное
соединение и трубку на корпусе цилиндра и попадает в полость уборки. Вы-
пуск штока производится через штуцер выпуска, соединенный с полостью над
поршнем.
Рис.115. Цилиндр переднего тормозного щитка
1-подводящие штуцеры; 2-крыпка; 3-корпус; 4-шток;
5-сухарь; 6-ушковый болт.
Гидросистема управления закрылками
Для уменьшения длины разбега при взлете и снижения посадочной ско-
рости на самолете в корневой задней части крыла установлены закрылки пла-
вающего типа.
Гидросистема управления закрылками (рис.116) состоит из двух электро-
магнитных двухпозиционных кранов ГА-185У (2) для управления выпуском зак-
рылков на угол 25° при взлете и на угол 45° при посадке, двух трехпозицион-
ных цилиндров (1) уборки в выпуска закрылков. Для получения заданной ско-
рости уборки и выпуска закрылков в магистралях уборки и выпуска установле-
но по одному дросселю диаметром 1 мм (3). Все дроссели вмонтированы в трой-
ники.
При убранном положении закрылков штоки цилиндров закрылков полностью
вихущены и удерживаются механическими замками. В положениях "ВЗЛЕТ” и
"ПОСАДКА" — штоки частично или полностью убраны, закрылки удерживаются
давлением жидкости.
Конструкция цилиндра позволяет под воздействием аэродинамической
201
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
нагрузки на закрылок при изменении скорости полета изменять угол отклонения
зак; ка - "плавать" закрылку. Поэтому при заходе самолета с выпущенными
закрылками на "посадку", закрылки сразу не выйдут на угол 45°, и только при
скорости равной 390-400 кц/час они выпустятся на угол больший 30°. По мере
уменьшения скорости при посадке, закрылки будут выпускаться на больший
угол вплоть д" угла 45°. При уходе на второй круг с выпущенными закрылками
на угол 45 , по мере разгона самолета, закрылки будут убираться.
Линия да&пеиия.
Линия слиба.
с=з Рабочие линии.
Рис.116. Принципиальная схема гидросистемы управления
закрылками
1-гидроциливдры; 2-кран ГА-185У; 3-дроссели диаметром 1 мм.
На цилиндре закрылков имеется три штуцера: два штуцера на выпуск и
один на уборку. В гидравлическую систему цилиндры включены таким образом,
что при подаче давления в оба штуцера "А" и "В" происходит уборка штока и
выпуск закрылков на 25 - взлетное положение, а при подаче давления в
штуцер "В" (штуцеры "А" и "Б" соединяется со сливом) шток цилиндра убирает-
202
205
Слив
Люблина лодклнненил кранов
палозкение ваЛрыаков	Кран		Кран Ж 2	
	ЩЫ.	Сммн.	LJt		, [и
Убраны	3	Цил.З	2	Пил 2
Взлет	2	Пил 2	3	ЦилЗ
Посадка	3	Uior.3	3	Цил 3
^о^иртанил

шлы
я
Рис.117. Система управления закрылками
О
1-цилиндр закрылков; 2 и 4-кран ГА-185У закрылков; 3-дроссель.
Схема подключения
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
• гО
ся полностью  происходит выпуск закрылков на 45 — посадочное положение.
Управление кранамц ГА-185У (рис.117) производится от щитка ЩЗ-З,
имеющий 3 положения: "УБРАНЫ", "ВЗЛЕТ" и "ПОСАДКА".
Агрегаты управления закрылками
Цилиндр закрылков
Трехпозиционный цилиндр закрылков (рис.118,119) предназначен для
уборки и выпуска закрылков при взлете на угол 25° и при посадке на угол 45°.
Цилиндр состоит из корпусов 3 и 7, соединенных между собой, поршней
2-и 8, штока 11, крынки 10 и механического замка 9.
При подаче давления в штуцера "А" и "В" одновременно, поршень 2 дой-
дет до втулки 4, а поршень 8 со штоком 11 дойдет до поршня 2. Так как
площадь поршня 2 больше площади поршня 8, то шток поршня 2 будет удержи-
вать дальнейшее перемещение поршня 8. Отклонение закрылков соответствующее
пгО
этому ходу штока, равно 25
Рис. 118. Схема работы тр ^позиционного цилиндра
закрылка
а-уборка закрылка; б-выпуск закрылка на угол 25° при
взлете; в-выпуск закрылка на угол 45° при посадке.
При соединении штуцера "А" со сливом, обо пориня дойдут до конца.
При этом закрылок отклонится на угол 45° (штуцер "Б" также соединен со
сливом).
В выпущенном положении закрылки удерживаются давлением жидкости, в
убранном - механическим замком и давлением жадности. Замок работает сле-
дующим образом.
204
Рис. 119. Трехпозиционный цилиндр закрылков
1-штуцер; 2-поршень; 3-корпус; 4-втулка; 5-контровочная пружина; 6-пружина;
7-корпус; 8-поршень; 9-замок; 10-крыика; 11-шток.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
В конце цикла "УБОРКА" кольцо замка входит в проточку цилиндра, а
поршень штока 8 заходит под кольцо. В этом положении шток зафиксирован.
При выпуске закрылков давлением жидкости, подаваемой через штуцер
"В", поршень 8 перемещается влево, выходя из под кольца - замка Э. Коль-
цо, сжимаясь, начинает перемещаться вместе с поршнем. Замок открыт.
Кран ГА-185У
Кран ГА-185У — дзухпозиционный, электромагнитный с серводействием.
Кран (рис.120) состоит из двух электромагнитных клапанных датчиков 3,
перемег аемого поршня 2. Детали размещены в корпусе 4, изготовленном из
алюминиевого сплава.
Г*;-1.-.-1 I Айнмг
ЛсЛасмие саиба
Рис.120. Кран ГА-185У
1-золотник; 2-поршни; 3-клаланный датчик; 4-корпус.
Работа крана ГА-185У происходит следующим образом. При включении
правого электромагнита якорь, перемещаясь, прижимает клапанный шарик к
седлу. Золотник 1, под действием давления на левый поршень, перемещается -
в крайнее правое положение и устанавливается так, что штуцер "НАСОС” сое-
диняется со штуцером "В ЦИЛИНДР", а штуцер "ИЗ ЦИЛИНДРА" соединяется со
штуцером "БАК".
При выключении правого электромагнита и включении левого, поршень и
золотник перемещаются в крайнее левое положение, и полость штуцера "НАСОС"
соединяется со штуцером "В ЦИЛИЦЦР", а штуцер "БАК" соединяется со штуце-
206
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ром ИЗ ЦИЛИНДРА
Кран ГА-185У не имеет нейтрального положения. При выключении всех
электромагнитов кран остается в том положении, в котором находился до выклю-
чения.
Гидросистема управления конусом
воздухозаборника
Управление конусом осуществляется автоматически в зависимости от
скорости полета. Предусмотрен переход на ручное управление при помощи пе-
реключателя, установленного в передней кабине.
Конус имеет три положения: убранное, первое выпущенное, второе вы-
пущенное. Убранное положение соответствует числу U меньшему 1,5. Первое
выпущенное положение соответствует числу И от 1,5 до 1,9. Второе выпущен-
ное положение соответствует числу U 1,9 и вине.
Гидросистема управления конусом (рис.121) состоит из двух электро-
магнитных кранов ГА-185У - первого выпушенного положения 1 и второго выпу-
щенного положения 2, трехпозиционного цилиндра управления 6, двух распре-
делительных клапанов (гидрозамков) 3 и 4, двух дросселей 9 и обратного
клапана 5.
Краны ГА-185У включены в гидросистему и электросхему таким образом,
что при установке переключателя в положение "АВТОМАТ" и при наличии давле-
ния в системе конус находится в убранном положении (этому состоянию соот-
ветствует положение самолета на стоянке или в полете до скорости М*1,5 и
нормальном давлении в системе), гидрозамки всегда открыты сигнальным давле-
нием, забираемым от гидросистемы до обратного клапана 5.
Рабочая жидкость из основной система поступает через обратный кла-
пан 5, кран 1 и гидрозамок 3 в полость выпуска 13 трехпозиционного цилинд-
ра 6. Конус выдвигается в первое положение. В этом положении конус удержи-
вается давлением жидкости. При достижении самолетом скорости, соответствую-
щей второму выпущенному положению конуса (М»1,9), срабатывает реле ИР-1.9Т.
Электрический сигнал поступает на электромагнитный кран 2 второго
выпушенного положения, кран переключается.
Рабочая жидкость поступает в полость выпуска 14 цилиндра.Конус выдви-
гается во второе выпущенное положение. В этом случае оба крана находятся
под током, а конус выдвинут на полный ход. При уменьшении скорости напора
задатчик второго выпущенного положения тонуса обесточивается и электромаг-
нитный кран второго положения переключателя. Золотник крана второго положа—
207
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ния перемещается и переключает давление на уборку.
При дальнейшем уменьшении скорости обесточивается задатчик первого
ъ
положения выпуска конуса, выключится электромагнит крана первого положения
и кран 1 пер-ключится на уборку. Конус уберется полностью.
» 5««
Рис.121. Гидросистема управления конусом воздухозаборника
1-кран ГА-185У первого выпущенного положения конуса; 2-кран ГА-185У
второго выпущенного положения конуса; 3-распределительный клапан
(гидрозамок) первого выпущенного положения конуса; ^распределитель-
ный клапан (гидрозамок) второго выпущенного положения конуса; 5-об-
ратный клапан; 6-трехпозиционный цилиндр управления конусом; 7-по-
лость уборки цилиндра 1 положения; 8-полость уборки цилиндра II по-
ложения; 9-дроссель; 10-дроссель; 11-цилиндр обдува радиоблока;
12-клапан обдува радиоблока; 13-полость выпуска цилиндра 1 положе-
ния; 14-полость выпуска цилиндра П положения.
20В
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ >CTAHOBKA. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
3 выпущенном и убранном положениях при исправной гидросистеме шток
цилиндоа .'/правления конусам 6 удерживается давлением рабочей жидкости. Для
исключения посадки цилиндра конуса от аэродинамических нагрузок, при воз-
никновении повышенных расходов в гидросистеме в линии подвода давления к
кранам управления, установлен обратный клапан 5. Дран 1 выпускает конус в
первое положение и производит полную его уборку, кран 2 обеспечивает выпуск
конуса из первого выпущенного положения во второе и уборку в первое выпущен-
ное положение. От выходных штуцеров кранов рабочие линии выпуска и уборки
подходят к гидроэамкам 3 и 4 и далее к штуцерам уборки и выпуска трехпози-
Ц.ЮННОГО цилиндра G.
Для контроля за положением конуса в передней и задней кабинах на
приборных досках имеются световые сигналы с надписью "КОНУС ЗДПУГдН",
которые загогаются при выдвижении конуса. Световые сигналы установлены в
табло Т-4У2.
3 целях исключения неустойчивых режимов работы воздухозаборника уп-
равление двигателем сблокировано с выпуском конуса таким образом, что в
полетах на больших скоростях (Mi 1,5) при выпущенном конусе нельзя убрать
рычаг управления двигателем за положение "ЫАКСИМАЛ". Дроссели 9 необходимы
для обеспечения определенного времени выпуска и уборки конуса во второе
положение.
Подробное описание системы управления конусом дано в разделе "Сило-
вая установка".
Автоматическое управление конусом осуществляется переключателем в
оложение "АВТОЛ.". При скорости полета, соответствующей первому выпущен-
ном', положению конуса (У=-1,5), срабатывает реле МР-1,5, управляющее краном
ГА-185У первого выпущенного положения конуса. Линия нагнетания соединяется
с полостью выпуска 13, а линия слива - с полостью уборки 7.
При падении давления в основной системе до 35 кг/см^ золотник клапа-
на-распределителя (рис.122) под действием пружины переместится и отсоединит
линии нагнетания и слива от цилиндра, а цилиндр конуса встанет на гидроза-
мок.
Конус Фиксируется в том положении, при котором произошел отказ гидро-
системы. Для стравливания избыточного давления, могущего возникнуть в замк-
нутых полостях, в конструкцию распределительного клапана включен термокла-
пан. При восстановлении давления до 70 кг/см^ золотник распределительного
клапана под действием давления, сжимая пружину, переместится и снова сое-
динит линии нагнетания и слива с полостями цилиндра.
Ручное управление конусом осуществляется переключателем в положение
209
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
’ТУЧН.". Установка конуса в любое из трех положений производится переклю-
чателем ручного управления в следующие положения: "УБРАНО", "1,5" или
"1,9".
Во всех положениях конус удерживается при нормальном давлении в
системе давлением жидкости и обратным клапаном, при падении давления - гид-
розамками.
При ручном управлении подача тока на краны идет помимо М - реле.
Рис.122. Распределительный клапан i гидрозамок)
С гидросистемой управление конусом воздухозаборника сблокирована
система управления обдувом радиостанции Р-802, которая состоит из гидрав-
лического цилиндра 1 с клапаном 12 и дросселя 10 ксм.пис.121).
При. выпуске конуса в первое выпущенное положение гидравлическое
давление через дроссель 10 попадает в гидроцилиндр 11 и закрывает клапан
збдува радиоблока 12, перекрывая подачу воздуха, так как при скорости по-
лета, соответствующей числу 14=1,5 и больше, воздух, забираемый от воздухо-
заборника двигателя имеет высокую температуру и охлаждать радиоблок таким
воздухом уже нельзя.
При уменьшении скорости попета до соответствующей числу M-^l.S и
срабатывании крана ГА-185У полость гидроцилиндра 11 соединяется со сливом
и пружина гидроцилиндра '.1 открывает клапан обдува 12. Обдув радиостанции
возобновляется.
Агрегаты гидросистемы управления ’тонусом
воздухозаборника
’{ран ГА-185У
Кран ГА-185У двухпозиционный, электромагнитный кран с серводействием.
210
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Кран Iрис.123) состоит из двух электромагнитных клапанных датчиков и золот-
ника 2, перемещаемого поршнями 3. Детали размещены в корпусе 4, изготовлен-
ном чз алюминиевого сплава.
При включении правого электромагнита 5 якорь, перемещаясь,прижимает
шапик клала! а 1 к седлу, закрывая доступ жидкости от насоса л правому порш-
ню, сообщая ее со сливной полостью - в оак.
Золотник под действием давления на левый поршень перемещается в
крайнее правое положение. Давление от насоса подается в пилиндр конуса на
выпуск. Полость цилиццра конуса соединяется с линие! слива.
При выключении правого электромагнита и включении левого шарик, пе-
регрыз доступ жидкости от насоса к левому поршню, сообщает ее со сливной
полостью. Золотник под действием давления на правый поршень перемещается в
крайнее левое положение. Давление от насоса подается в цилиндр конуса на
уборку.
Кран ГА-185У не имеет нейтрального положения. При выключении электро-
магнитов кран остается в том положении, в котором находился до выключения.
Трехпозиционный цилиндр конуса
Цилиндр конуса (рис.124) - трехпозиционный, представляет собой
конструкцию из двух объединенных цилиндров, разделении! вкладыпем 5.
Исходное положение цилиндра соответствует убранному положению ко-
нуса. Шток первого цилиндра крепится ушковым болтом 1 к выдвижному конусу,
шток второго цилиндра - к кронштейну, закрепленному на шпангоуте К? 3.
Ъдача жидкости на выпуск конуса в первое положение осуществляется
через поворотное соединение. При выпуске конуса во второе положение жид-
кость поступает в полость второго цилиццра по сверлениям р ш^оке 6. Еток
остается на месте, а цилиндр начинает перемещаться, перемещая одновременно
и шток цилиццра первого положения. В этом случае работает поворотное сое-
динение, подводящее питание к первому цилиндру, т.е. штуцеры на гильзе пер-
вого цилиццра движутся относительно неподвижных штуцероь подвода жидкости.
Уборка конуса осуществляется в обратном порядке.
Дроссельные отверстия диаметром 1 мм расположены в валиках поворот-
ных соединений для линии первого выпущенного положения и в штуцерах подво-
да жидкости и штоках для линии второго выпущенного положения.
Поворотное соединение состоит из набора валиков и муфт, собираемых
в шарнирное колено.
В передней части гильзы цилиццра первого положения монтируется втул-
211
212
EEZZO Рабочее дсЛмниб
jrf/юм c/wh
Рис.123. Кран ГА-185У
а-вклсчен правый электромагнит. Давление подано от насоса в цилиндр на выпуск конуса, б-включен левый
электромагнит. Давление подано от насоса в цилиндр на уборку конуса.
1-шариковый клапан; 2-эолотник; 3-поршень; 4-корпус; 5-электромагнит.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ка, предназначенная для герметизации отсека при движении корпуса ци-
линдра.
Рис.124. Трехпозиционный цилиндр конуса
а - исходное положение; б - первое выпущенное положение
конуса; в - второе выпущенное положение конуса.
1-ушковый болт; 2-втулка; 3-шток; 4-гильза; 5-разделитель-
ный вкладып; 6-внутренний шток; 7-неподвижный шток; 8-гильза.
1-полость уборки первого цилиндра; П-полость уборки второго
цилиндра; Ш-полость выпуска первого цилиндра; 1У-полость
выпуска второго цилиндра.
Гидросистема управления противопомлажными
створками
В систему управления противопомлажными створками входят два цилинд-
ра створок и гидравлический электромагнитный кран ГА-184У. В линию выпуска
включен дроссель для снижения скорости выпуска и уборки створок.
Открытие и закрытие створок в полете производится автоматически в
213
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА» САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
зависимости от скорости полета, положения рычага управления двигателем и
угла отклонения стабилизатора.
Переключатель, управляющий работой противопомпажных створок, имеет
три положения: "АВТОМ.", "ОТКР.", "ЗАКР.".
При необходимости управление створками можно осуществить вручную,при
помощи специального переключателя. Ручное управление осуществляется уста-
новкой переключателя в положение "ОТКР." или "ЗАКР,", Переключатель уста-
новлен на левом пульте в передней кабине.
В открытом и закрытом положениях створки удерживаются давлением ра-
бочей жидкости.
Цилиндр створок (рис.125) состоит из корпуса 3, штока 2 и крынки 1.
Цилиндр включен в кинематическую цепь таким образом, что при выпуске
створок шток убирается, а при уборке - выпускается.
дроссель, установленный в линии выпуска створок, по конструкции ана-
логичен дросселю, описанному в разделе "Агрегаты нагнетательной части бус-
терной и основной гидросистемы".
Списание конструкции и принципа действия крана ГА-184У даны в раз-
деле "Агрегаты управления тормозными щитками". Подробно описание системы
управления противопомпажными створками приводится в разделе "Двигательная
установка".
Рис.125. Цилиндр створок
1-крыпка; 2-шток; 3-корпус; 4—уплотнительные кольца.
Гидросистема управления створками реактивного
сопла двигателя
Гидросистема управления створками реактивного сопла двигателя начи-
нается на участке линии высокого давления основной гидросистемы, идущей к
214
ПЛ AII1 Р. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
бустеру стабилизатора.
В системе управления створками сопла (см.рис.88) установлены пос-
ледовательно: этектромагнитный кран ГА-164Ы (21) и три гидроцилицдра 23
ствогок сопла.
Для снижения высоких температур рабочей жидкости, возникающих в зоне
форсажной камеры, трубопроводы, идущие к цилиндрам створок, вынесены за
борт самолета и установлены в специальном обтекателе. Участок этих трубо-
проводов между шпангоутами Е?30 и разъемом хвостового кока выполнен в виде
подвижной петли, компенсирующей тепловое расширение форсажной камеры в месте
подсоединения трубопроводов.
На участке сектора газа от положения ’’СТОП" до положения "МИНИ;1АЛЬНЫЙ
ФОРСАЖ" кран ГА-164М остается постоянно включенным и штоки цилиндров удержи-
ваются в положении "УБРАНО" давлением, поступавшим через кран. Створки соп-
ла двигателя при этом максимально прикрыты.
Створки начинают открываться с режима "ИИНИЫАЛЫЬГЛ Х)РСАЖ" и занима-
ют полностью открытое положение при установке сектора газа в положение
"ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ". Положение створок реактивного сопла двигателя на участке
от минимальн го форсажа до полного (Торсажа регулируется электрической сле-
дящей системой ЭГСУ-1А с обратной связью. Потенциометр обратной связи ус-
тановлен на правом верхнем гидроцилиндре створок сопла.
Раб та системы управления створками реактивного
сопла двигателя ЭГСУ-1А
Элементы системы ЭГСУ-1А взаимодействуют следующим образом. На валу
агрегата управления режимами ПУРТ-1Ф-Т жестко сидит входной вал датчика
ДР-ЗА с ползунком, который перемещается по обмотке сопротивления, установ-
ленного внутри датчика. Перемещение ползунка начинается только с момента
включения режима "’ИИНИНАЛЬНЬЙ ФОРСАЖ". При этом включается в работу систе-
ма моста.
Коробка автоматики форсажа КАФ-13В и коробка выдачи сигналов КВС-1
подают питание на электромагнитный гидрокран ГА-164К, который перепускает
рабочую жидкость в гидроцилиццры, и створки из минимального прикрытого по-
ложения открываются в положение "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ".
При дальнейшем перемещении рычага управления двигателем в сторону
"ПОЛНОГО ФОРСАЖА" перемещается ползунок датчика ДР-ЗА, в результате чего
происходит рассогласование моста следящей системы. В диагонали моста возни-
кает ток рассогласования и через реле запитывается обмотка электромагнита
крана ГА-184Ы. При этом створки сопла продолжают раскрываться, увеличивая
215
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
площадь выгодного сечения.
Если перемещать рычаг управления двигателем от положения "ПОЛНЫЙ
ФОРСАЖ" в сторону МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ", то мостиковая следящая система
вновь рассогласуется. В диагонали моста возникает ток противоположного
направления, створки начнут перемещаться на закрытие.
Движен* е створок сопла будет продолжаться до тех пор, пока в диаго-
нали моста оудет ток рассогласования, т.е. при непрерывном перемещении ры-
чага управления двигателем на участке "МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ" - "ПОЛНЫЙ ФОР-
САЖ". При остановленном рычаге управления двигателем штоки цилиндров будут
двигаться только до тех пор, пока датчик обратной связи ДОС-1 займет поло-
жение, соответствующее положению подвижного ползунка датчика ДР-ЗА в сос-
тоянии равновесия моста. При этом электрический импульс с крана ГА-164М
снимается, электромагнит обесточивается, распределительный золотник крана
устанавливается в нейтральное положение, перекрывая линии, идущие к полос-
тям цилиндров, и запирая их, как гидрозамок.
Температурные расширения замкнутых объемов разгружаются термоклапа-
нами, включенными в конструкцию крана ГА-164М.
В случае выхода из строя следящей мостиковой системы предусмотрено
аварийное управление створками сопла. Аварийное управление створками реак-
тивного сопла осуществляется как из передней, так и из задней кабин при
включении переключателей с надписью "АВАР. УПР. СОПЛОМ ДВИГАТ.", расположен-
ных в обеих кабинах на левом пульте.
Если переход на аварийное управление створками сопла совершен при
положении РУД более 73° по лимбу ПУРТ-1Ф-Т, то форсажный ражим сохранится,
створки сопла перейдут в положение полного форсажа. При дальнейшем переме-
щении РУД из положения "ФОРСАЖ" в положение "МАКСИМАЛ" форсажный режим
выключается, а створки занимают положение "МАКСИМАХ ".
Агрегаты гидросистемы управления створками реактивного
сопла двигателя
Кран ГА-164М
Кран ГА-164М является сочетанием трехпозиционного электромагнитного
крана и двухстороннего гидравлического замка, снабженного термокжапанами.
Кран предназначен для управления цилиндрами форсажных створок путем
подачи давления жидкостью в полости уборки и выпуска, с запиранием жидкос-
ти в цилиндрах в любом промежуточном положении.
Кран (рис.126) состоит из двухстороннего гидрозамка, имеющего две
216
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 126. Кран ГА-16411
а-электромагниты выключены. Подача жидкости в цилиндр прекращена. Полости
цилиндра заперты; б-электромагниты выключены. Давление в цилиндре (левая
полость) поднялось выше рабочего. Срабатывает термический клапан; в-пра-
вый электромагнит включен. Жидкость подается в правую полость цилиндра,
левая соединяется со сливом; г-левый электромагнит включен. Жидкость по-
падает в левую полость цилиндра, правая соединяется со сливом.
1-левое распределительное устройство; 2-правое распределительное устрой-
ство; 3-левая полость гидрозамка; 4-правая полость гидрозамка; 5-корпус;
6-распределительный клапан; 7-возвратная пружина; 8-левый термоклапан;
9-шарик гидрозаика; 10-втулка гидрозамка; 11-переключающий поршень; 12-пра-
вый термоклапан; 13-левый электромагнит; 14-правый электромагнит.
217
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САЯЮДЕТМЫЕ СИСТЕМЫ
полости 3 и 4, разделенные поршней 11, двух распределительных устройств 1
и 2 и двух термоклапанов 8 и 12.
Каждое распределительное устройство состоит из электромагнита, рас-
пределительного клапана и возвратной пружины. Корпус крана изготовлен из
алюминиевого справа.
Термоклапаны включены в конструкцию крана для предохранения цилинд-
ров и системы от термических расширений жидкости в запертых объемах.
Кран ГА-164Ы при работе может устанавливаться в следующие положе-
ния:
1.	При обесточенных электромагнитах распределительные клапаны 6 под-
жаты пружинами 7 к седлай втулок таким образом, что доступ жидкости из
линии высокого давления к цилиндру потребителя перекрыт. Двухсторонний
гидрозамок в этом положении закрыт, т.е. шарики находятся на седлах непод-
вижных втулок, а переключающий поршень 11 установлен в нейтральном поло-
жении. Жидкость в полостях выпуска и уборки цилиндров заперта.
2.	При подаче тока на правый электромагнит 14 и при движении якоря
магнита правый распределительный клапан перемещается влево, сжимая пружину
7. Клапан устанавливается так, что правая полость крана сообщается с линией
давления и разобщается с линией слива. Жидкость отжимает шарик правой по-
лости двухстороннего гидрозамка и поступает в полость выпуска цилиндра.
Одновременно жидкость переменает переключающий поошень 11, который
через толкатель открывает шарик левой полости двухстороннего гидрозамка,
что обеспечивает слив жидкости из полости слива при выпуске штока цидицц-
ра.
3.	При включении левого электромагнита 13 происходит аналогичное функ-
ционирование крана для левого распределительного устройства. Жидкость пос-
тупает на уборку штока, поршень 11 перемешается вправо и отжимает шарик в
правой полости гидрозамка, сообщая полость выпуска цилиццра со сливом. При
снятии напряжения с катушки распределительный золотник сразу же пружиной
7 ставится на седло и коан устанавливается в исходное положение.
4.	При термических расширениях жидкости давление стравливается через
термоклапаны 8 и 12, внутренние полости которых сообщены со сливом.
давление открытия термических клапанов 263^20 кг/см2.
4. БУСТ2РИАЯ ПЦ..РОСИСТЕЫА
Бустерная гидросистема (см.рис.88) служит для питания двухкамерного
бустера стабилизатора и двух бустеров элеронов.
Питание насоса ЯП—3411—1Т бустерной системы осуществляется из бустер-
218
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ного отсека гидробака 72 через всасывающий трубопровод. В линии давления за
насосом H4-34IJ-1T (11) установлены последовательно обратный клапан 70,
Фильтр тонкой очмстки ЗГ11-СН (13), предохранительный клапан ГА.-186М (16) и
шаровый гидроаккумулятор 17. За гидроаккумулятором линия давления бустерной
системы разветвляется на участок питания бустеров элеронов и участок пита-
ния бустера стабилизатора.
На участке питания бустеров элеронов в линии давления установлен
электромагнитный кран ГА-1Э0Б (60), предназначенный для отключения бусте-
ров элеронов (63) в аварийном случае (заклинение или авторотация двигателя,
неисправность бустеров элеронов - вовдение, тряска) и при наземных провер-
ках.
Кран ГА-19ЭБ (60) переключается одновременно с краном ГА-190Б (61),
установленным на линии питания бустеров элеронов в основной гидросистеме,
общим выклкчателем, установленным на левом пульте в передней кабине. При
установке переключателя в положение "ВЫКЛ." полностью отключается гидрав-
лическое питание бустеров элеронов, и управление элеронами производится
механически.
При наземной проверке работы бустеров элеронов от основной гидросис-
темы кран ГА-19ЭБ элеронов выключается. Управление производится кнопкой,
установленной на правом пульте в передней кабине. 3 этом случае бустеры
отключаются только от бустерной системы, питание от основной системы сох-
раняется.
При исправной бустерной системе бустеры элеронов питаются только
от бустерной системы. При падении давления до 85^^ кг/см^ в бустерной гид-
росистеме, если при этом давление в основной системе 210 кг/см^, бустеры
элеронов БУ—45А (63) автоматически переключаются на работу от основной гид-
росистемы посредством переключателей в головках бустеров.
При возрастании давления в бустерной гидросистеме до 130+^д кг/см^,
бустеры элернов автоматически отключаются от основной гидросистемы и пере-
ходят на питание от бустерной гидросистемы.
В случае отключения бустеров элеронов или падения давления одновре-
менно в обеих гидросистемах управление элеронами осуществляется вручную.
В этом случае, в процессе снижения давления, при перепаде давлений в бус-
тере между нагнетанием и сливом, равном 5±1 кг/см , в бустерах срабатывают
клапаны кольцевания полостей силового цилиндра и механизм стопорения рас-
пределительного золотника бустера. Срабатывание стопора превращает бустеры
в жесткие звенья без люфтов от золотников, а кольцевание полостей силовых
цилиндров не создает дополнительных усилий при ручном управлении элеронами.
219
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Двухкамерный бустер стабилизатора постоянно работает от двух гид-
росистем - основной и бустерной. В случае падения давления при отказе в
работе бустерной или основной гидросистемы бустер продолжает своп работу
на одной камере, питаемой от бустерной или основной гидросистемы, в зави-
симости от того, какая система осталась работоспособной. В этих случаях
мощность одной камеры бустера достаточна для управления стабилизатором в
полете.
На линии, идущей к бустеру стабилизатора, установлены дополнитель-
ный фильтр тонкой очистки 11ГФ-4СН (65), цилиндрический гидроаккумулягор
27, насосная станция НП-27Т (24), три обратных клапана 7 и 69, алектрогид-
равлическое реле ГА-135Т/32 (26) сигнализации падения давления в системе и
включения насосной станции.
Для большей надежности цилиндрический гидроаккумулятор основной
системы отделен от линии высокого давления обратным клапаном 7. Цилиндри-
ческий гидроаккумулятор может разряжаться только в направлении бустера
стабилизатора.
Насосная станция НП-27Т (24) подключена до обратного клапана, так
как необходимо сохранить возможность подзарядки от нее шарового гидроакку-
мулятора. Насосная станция и дополнительный цилиндрический гидроаккумуля-
тор 27 установлены в бустернсй системе для обеспечения посадки при авторо-
тирующем или заклиненном двигателе.
Указанные дополнительные источники мощности могут обеспечить ава-
рийную посадку при выключенных бустерах элеронов, так как их мощность рас-
считана только на питание бустера стабилизатора.
Отключение бустера элеронов от системы должно быть произведено при
падении давления в обеих системах до давления 165\^ кг/см^ после загора-
ния обеих желтых ламп сигнализации падения давления на приборных досках.
При падении давления в бустерной гидросистеме до 165^^ кг/см^ автоматичес-
ки включается насосная станция и загораются сигнальные лампы.. Включение
производится электрогидравлическим реле. При возрастании давления в системе
2
до давления не более 195 кг/см насосная станция отключается.
При остановке двигателя в полете его насосы НГГ-34М-1Т на нормальных
оборотах авторотации двигателя обеспечивают работоспособность управления
самолета до самой посадки. Включение насосной станции НП-27Т в этом случае
может и не произойти.
220
Il l Ml! P, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Режим захода на посадку, на котором требуются максимальные скорости
;iei вкладки пучки управле^гля самолетом, обеспечивается гидроаккумуляторами
(шаров’-тли и цилиндоическими).
При заклиненном двигателе насосная станция включается почти сразу
же после выхода из строя двигателя и обеспечивает питание бустера стабили-
затора на оежиме планирования.
Режим посадки, так же как и в случае авторотирующего двигателя,
дополнительно обеспечивается гидроаккумуляторами.
Световая сигнализация давления в системе включается автоматически
пг>и падении давления в системе от 165*^ кг/см^ одновременно с включением
насосной станции от общего электрогидравлического реле, установленного в
линии цилиндоического гидроаккумулятора.
Агрегаты бустерной гидросистемы
Кран ГА-19ОБ
гран ГА-19ОБ (вис.127) - двухпозиционный, установлен в системе пи-
'гания б/стеров элеронов и пред 1аэначен для подключения нагнетающей линии
к бустезам или сообщения нагнетающей линии бустера со сливом при переклю-
чении.
’гран состоит из корпуса 1, шарикового клапана 4, двух электромагни-
ггь с и распределительного золотника 3. Распределительный золотник пере-
мещается при помощи двух поршней 5 и 2, один из которых снабжен возврат-
ri >.' пружиной 9.
3 корпусе электромагнита имеются две катушки. Якорь электромагнита
через тягу соединен с рычагом 8 и качалкой 7. Рычаг 8 позволяет фиксиро-
вать шариковый клапан 4 в его крайних положениях и перебрасывать качал-
ку 7 переключателя из одного положения в другое.
При подаче напряжения на левую катушку якорь перемещается влево и
перемещает соединенный с ним шариковый клапан, который разобщает линию
нагнетания от полости у правого управляющего поршня, соединяя ее со сли-
вом. При этом от усилия пружины левый управляющий поршень своей толкающей
частью передвигает золотник и вместе с ним правый управляющий поршень
таким образом, что линия нагнетания сообщается с выходным штуцером и пос-
тупает на бустер. В тот момент, когда якорь доходит до упора при помощи
качалки 7 переключателя происходит обесточивание левой катушки, а шарико-
вый клапан Фиксируется рычагом 8 и пружиной. Контакты качалки перебрасы-
ваются на электрическую цепь правой катушки,подготавливая ее к переключе-
221
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
нию крана.
На рио.127 показано именно такое положение, когда цепь подготовлена
к переключению крана, а катушка электромагнита в одном и другом случае обес-
точены. При подаче питания на правую катушку давление через шариковый кла-
пан подается на правый управляющий поршень, что вызывает переключение золот-
ника. Линия давления запирается, а линия питания бустера сообщается со сли-
вом.
Рис.127. Кран ГА-19ЭБ
а-сообщсние нагнетающей линии бустера со сливом при
Переключении; б-подключение нагнетающей линии к бус-
терам.
1-корпус; 2-поршень; 3-распределительный золотник;
4-шариковый клапан; 5-поршень; 6-электромагнит; 7-ка-
чалка; 8-рычаг; 9- возвратная пружина.
Реле давления ГА-135Т/32
Реле давления ГА-135Т/32 (рис. 128) предназначено для автоматического
оазмыкания и замыкания электрической цепи сигнализации и включения станции
НП-27Т в бустерной системе и для подачи электрического сигнала в основной
системе в зависимости от давления жидкости в гидросистеме.
Реле устроено следующим образом. Поршень с уплотняющими кольцами
опирается на шток с пружиной. При повышении давления поршень нажимает на
222
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА» САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
шток. Е’ток сжимая пружину и передвигаясь, нажимает на микровыключатель и
размыкает контакты электроцепи. При понижении давления шток, передвигаясь
в обратном наплавлении, под действием пружины замыкает контакты.


Рис.128. Реле давления ГА-135Т/32
а-давление, подводимое к штуцеру, снизилось до
165^° кг/см2; б-давление, подводимое к штуцеру,
повысилось до 195 кг/см2.
1-седло; 2-гайка; 3-корпус; 4-пружина; 5-толкатель;
6-демп^ер.
Реле состоит из корпуса 3, седла 1, толкателя с поршнем 5, гайки 2
и пружины 4. К держателям корпуса прикреплен микровыключатель, который зак-
рыт крышкой. Электрическая цепь подводится к микровыключателю через штепсель-
ный разъем.
Когда давление, подводимое к штуцеру, меньше давления срабатывания,
то пружина отжимает седло от кнопки выключателя, включатель держит цепь
замкнутой. При повыпении подводимого давления поршень, преодолевая усилие
пружины, перемещает седло влево и нажимает на кнопку выключателя. Выключа-
тель срабатывает и разрывает электроцепь.
Дальнейшее повыпение давления перемещает поршень до упора, движение
седла прекращается, цепь остается разомкнутой. На входе в реле установлен
демпфер 6 для устранения влияния пульсации давления на реле. Реле замыкает
цепь при падении давления до 165^^ кг/см2 и размыкает при давлении не
въше 195 кг/см2.
223
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Цилиндрический гидроаккумулятор
Цилиндрические гидроаккумуляторы установлены по одному в каждой из
систем и предназначены для повышения надежности системы управления стаби-
лизатором. Перед цилиндрическими гидроаккумуляторами в линиях нагнетания
размешены обратные клапаны, которые дают возможность гидроаккумуляторам
разряжаться только в направлении на бустер стабилизатора.
Гидроаккумулятор (рис.129) состоит из полостей высокого и низкого
давления, разделенных перегородкой, крышек и поршневой группы.
Вив б
УСЛОВНОЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
у Гt-	рабочее давление
I--г~~| даблеиие с пиво
азот под даЛявниет
повернуто
Рис.129. Цилиндрический гидроаккумулятор
1-штуцер; 2-крыпка; 3-гильза; 4-шток с поршнями; 5-штуцер полос-
ти высокого давления; 6-перегородка; 7-штуцеры сливной полости;
8-предохранительная сетка.
В гидроаккумуляторе различаются полости высокого давления, газовая
полость и полость сливного давления. Каждая из полостей имеет штуцеры,
причем в сливной полости их два.
Зарядка газовой полости ведется через зарядный штуцер. Заполнение
газовой полости производится азотом до давления 50"*^ кг/см^, при этом
поршень 4 должен переместиться в крайнее правое положение. В этом случае
объем гидравлической полости высокого давления минимальный, а объем полос-
ти слива максимальный.
При создании в системе давления жидкости выпе давления зарядки пор-
шень начинает движение, сжимая азот. С увеличением объема полости высокого.
224
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ >СТАНОВКД. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
давления, так как поршни связаны между собой жестким штоком, поршень в по-
лости слива втесняет жидкость в линию слива. Таким образом на зарядку ци-
линдрических гид аккумуляторов запас жидкости в баке не расходуется.
Слив жидкости из бустера стабилизатора производится в один из слив-
ных штуцеров, а вто ой штуцер соединен со сливной магистралью. Со стороны
сливной полости гидроаккумулятор закрыт крьшкой, сообщенной с атмосферой,
для исключения компрессии при движении повшнеТ. В отверстии крышки для
предохранения внутренней полости аккумулятора от грязи установлен Фильтр.
При разгадке аккумулятора, т.е. при уменьшении объема полости высокого дав-
ления, происходит заполнение полости низкого давления. Контроль зарядного
давления ведется по манометрам ТМ-1ЭО, включенным в линию зарадки цилинд-
рических гидроаккумуляторов азотом.
•	Зарядный клапан
Зарядный клапан 6425' ) установлен в шаровых и у цилиндрических гид-
роаккумулятооов для зарядки их газовых полостей азотом с последующим за-
пиванием полостей после загадки.
При загадке аккумуляторов при помощи специального нажимного устрой-
ства шток клапана отжимается вниз и производится наполнение полости азотом.
При обратном ходе штока конусная шайба садится на седло и поджимается дав-
лением азота, обеспечивая герметичность газовой полости.
Насосная станция НП-27Т
Насосная станция НП-27Т (рис.130) предназначена для нагнетания ра-
бочей жидкости под давлением в бустерную гидросистему.
Насосная станция состоит из поршневого ротативного насоса постоян-
ной производительности и электродвигателя постоянного тока Д88ЭТ (с ре-
дуктором).
Основные технически данные НП-27Т
Максимальное давление нагнетания ................ 210	кг/см^
Рабочее давление нагнетания ....................  185	кг/см2
о ^о
Рабочий интервал температур рабочей жидкости .. от -60 до 90+<i С
Величина давления всасывающего штуцера насоса
на всех высотах....................................  .	в пределах ^2-3 ата
225
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Производительность при напряжении 27 в, тем-
пературе окружающей среды -»-20О*10ОС, давлении на
входе в насос 2 ага > давления нагнетания
’ 185 кг/см^:
в начале г оантийного срока  ..............  не	менее 1,9 л/ммн
в конце гарантийного срока  ................ не	менее 1,6 л/мин
Номинальное напряжение питания электродви-
гателя ...........................................  27	в
Диапазон рабочих напряжений питания электро-
двигателя  ........................ 20-30в
Потребляемая сила тока...................... не более 65а
Высотность  ....................... до 20000м
Рис. 130. Насосная станция НП-27Т
1-вал насоса; 2-ротор; 3-крышка; 4—поршень; 5-шток;
6-кардан; 7-корпус; 8-гильза.
Ротативный насос состоит из корпуса 7, гильзы 8, вала 1 со штоками 5,
завальцованными в гнезда, поршней 4, укрепленных на концах штоков карда-
226
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
на 6, ротора 2 и крыпки 3. Насос имеет торцевое распределение жидкости.
Разъемные клапада
Разъемные клапаны (рис.131) служит длч обеспечения рассоединения
трубопроводов с одновременным запиранием труб, что препятствует вытека-
нию жидкости из гидросистемы.
В гидросистеме имеются четыре разъемных клапана: два - в основной
и два в бустерной. Клапаны установлены на шпангоуте № 28 (два справа и
два слева) и служат для разъединения трубопроводов гидросистемы при сты-
ковке и расстыковке самолета.
Каждый клапан состоит из двух половин, свинчивающихся при помощи
накидной гайки 2. Каждая из половин носит название "ЗАПОРНЫЙ КЛАПАН" 1 и
3 и в свою очередь состоит из корпуса 4, пружиж 5 и грибка 7. В левой
половине в конструкцию входит стакан 6, в правой - штуцер 10.
Рис. 131. Разъемные клапаж
1-эапорный клапан; 2-накидная гайка; 3-залорный клапан;
4-корпус; 5-пружина; 6-стакан; 7-грибок; 8-грибок; 9-ггру-
ина; 10-штуцер.
В свинченном состоянии при завернутой гайке корпус правой половины
клапана перемещает стакан в крайнее левое положение. При этом герметиза-
ция клапана обеспечивается резиновым кольцом.
При отжатом стакане (одновременно грибком 7 отжимается грибок 8 в
крайнее правое положение) открывается проход для жидкости.
При отвинченной гайке 2, когда половины корпуса разъединяются, ста-
кан 6 возвращается пружиной на седло грибка 7, а грибок 8 пружиной 9 на
227
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА» САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
седло корпуса 4. Происходит перекрытие проходных каналов и последующее
рассоединение магистралей.
1£лапаны, ус ановленные в основной и бустерной системах, аналогичны
по констру *ии и отличаются лишь по проходным сечениям трубопроводов.
5.	РАЗМЕРЕНИЕ АГРЕГАТОВ ОСНОВНОЙ И БУСТЕРНОЙ
ГИДРОСИСТЕМ
Агрегаты системы управления шасси установлены в следующих местах:
-	кран управления пасси ГА-142/1 - в двигательном отсеке у шпангоута
!Г 22 с правого борта;
-	цилиндры сброса с замков основных стоек шасси - в нишах основных
стоек шасси в крыле;
-	согласующие клапаны - на левом и правом бортах Фюзеляжа между
шпангоутами f,° 16 и 20;
-	цилиндр носовой стойки и гидрозамок - в нише носовой стойки шасси;
-	цилиндры основных стоек с гидрозаиками - в нишах основных стоек в
крыле;
-	цилиндры уборки и выпуска щитков основных стоек - в фюзеляже, в
нишах колес основных стоек;
-	аварийные клапаны - в нишах основных стоек шасси;
-	цилиндр автоматического торможения - за колонкой управления на по-
лу между шпангоутами К5 6 и 7 в передней кабине.
Агрегаты системы управления закрылками установлены в следующих
местах:
-	коан ГА-185 - в отсеке двигателя между шпангоутами №22 и 25, с
правого борта;
-	цилиндры управления закрылками - в обтекателях на нижней поверх-
ности крыла у нервюры Г° 4.
Агрегаты системы управления тормозным:: щитками установлены в сле-
дующих местах:
-	комбинированный обратный клапан с термоклапаном и кран ГА-184У
управления тормозными щитками - в отсеке двигателя, между шпангоутами 1Г 22
и 25, на правом борту;
-	кран кольцевания - в нише правого основного колеса на шпангоуте К? 23;
-	цилиндры тормозных щитков - внизу на фюзеляже в специальных нишах.
Агоегаты управления конусом установлены в следующих местах:
228
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА» САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
-	краны управления конусом ГА-185У и распределительные клапаны - в
нише передней стойки между шпангоутами ГР 5 и 6, справа;
-	цилиндр управления конусом - в носовой части фюзеляжа в отсеке
оборудования.
Агрегаты управления противопомпажньан створками установлены в сле-
дующих местах:
-	кран ГА-184У — в нише передней стойки, между шпангоутами 15 5 и 6,
слева;
-	цилиндры управления створками — в носовой части фюзеляжа в отсеке
оборудования слева и справа.
Агрегаты управления створками сопла двигателя смонтированы в сле-
дующих местах:
-	кран ГА-164М - в хвостовой части фюзеляжа между шпангоутами N? 31
и 33, вверху, в отсеке гидроаккумуляторов справа;
-	цилиндры управления створками - на форсажной камере двигателя;
-	кран ГА-19ОБ - между шпангоутами ГГ 20 и 22, справа;
-	реле блокировки автопилота ГА-135Т/21 в двигательном отсеке между
шпангоутами № 22 и 25, справа.
Агрегаты бустерной системы установлены в следующих местах:
-	кран ГА-190Б - между шпангоутами Н? 20 и 22, слева;
-	реле ГА-135Т/32 - между шпангоутами ГР 30 и 32, в отсеке киля,
сверху;
-	цилиндрические гидроаккумуляторы и их манометры - в хвостовой
части фюзеляжа, вверху, между шпангоутами № 31а и 33;
-	насосная станция НП-27Т - на подкилевой жесткости, между шпангоу-
тами ГР 32а и 33.
Агрегаты нагнетательных частей основной и бустерной гидросистем
установлены в следующих местах:
-	фильтры 1Г-11СН - в нагнетательных магистралях основной и бустер-
ной систем, сливной фильтр основной системы, сливной фильтр бустерной сис-
темы, предохранительные клапаны ГА-18611, обратные клапаны - в отсеке дви-
гателя, на левом и правом бортах, между шпангоутами № 25 и 28;
-	сливные Фильтры 11ГФ-4СН в линиях циркуляции насосов основной и
бустерной систем - в гроте, у шпангоута № 26, слева;
-	шаровые гидроаккумуляторы - в нижнем люке фюзеляжа между шпангоу-
тами № 20 и 22, внизу;
-	гидробак - на шпангоуте № 28, вверху.
Агрегаты системы подлавливания установлены в следующих местах:
229
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА» САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
-	блок подлавливания и редуктор поддавшивания, стоавливающий клапан -
в нише левого колеса основной стойки.
Подключение наземной гидротележки к основной и бустерной гидро-
системам происходит через бортовые штуцеры, расположенные в лючках на
правом и левом бортах фюзеляжа, между шпангоутами № 27 и 28.
Цилиндр отключения обдува станции Р-802 в отсеке оборудования с
левой стороны у шпангоута К? 4.
Фильтры 11ГФ-4СН в линиях нагнетания к бустеру стабилизатора уста-
новлены в гроте у шпангоута № 32.
6.	ГИДРОСИСТЕМА ПОДЪЕМА ВЫДВИЖНОЙ ПЛАТФОРМЫ
Гидросистема подъема выдвижной платформы выполнена автономно и
состоит из гидробака с дренажными клапанами и заправочной горловиной,руч-
ного гидронасоса НРО1, цилиндра с механическим шариковым замком убранного
положения, крана кольцевания магистралей нагнетания и слива и трубопро-
водов.
Принципиальная схема гидросистемы подъема выдвижной платформы при-
ведена на рис.132.
Основные данные гидросистемы
Рабочая жидкость ................... масло АМГ-1О
Максимальное рабочее давлен; >.............. 50 кг/см^
Объем заливаемой жидкости в гидросистему.... 2 л
Объем гидробака............................. 1 л
Производительность насоса за 10 полных цик-
лов при скорости качания 1 пикл в сек......... не менее 300 см^
Гидробак представляет собой сварную емкость из материала АМГ-ЗМ и
имеет штуцера для подсоединения трубопроводов. На гидрыбаке установлены
два дренажных клапана, предотвращающих повышение и понижение давления воз-
духа в гидробаке при изменении уровня рабочей жидкости в гидробаке.
Ручной гидронасос НР01 предназначен для нагнетания рабочей жидкости
в цилиндр подъема выдвижной платформы. Он представляет собой сдвоенный на-
сос поряневого типа с двухступенчатыми поршнями. Работа качающих элементов
гидронасоса основана на принципе действия поршневого насоса с золотниковым
распределением. При закрытом кране и работе рукояткой насоса рабочая жидкость
из гидробака по трубопроводу нагнетается в цилиндр. Штоки цилиндра выдвигают-
ся и поднимают платформу.
230
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Jcm/v блкюАого do&rews
Juhuo wsfoeo да&г&шя
В= > И Juhus с^енсцт
Рис. 132. Принципиальная схема гидросистемы подъема
выдвижной платформы.
231
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИъ’. LMU
При открытом кране, под действием веса платфорил, штоки утапливают-
ся и рабочая жидкость из щ ицдра выдавливается в гидробак.
Цилиндр подъема платформы (рис.133) состоит из корпуса 6, в котором
помещены три штока 7,8,9 и шариковый замок убранного положения. Шариковый
замок состоит из от с мл 16, поршня 17, пружины 2 и четырех шариков 5, рас-
положенных в отверстиях штока 9. Корпус цилиндра закрыт крьшкой 1. Шток 7
снабжен гайкой 4, предназначенной для регулировки положения штока 8, а
шток 9 имеет регулировочный ушковый болт 11 с контргайкой 12. Движение
штока 9 в полость штока 8 ограничено гайкой 13. Герметичность корпуса,
поршня и штоков обеспечена резиновым уплотни, ельным кольцами 3, помещен-
ные в канавке и снабженными защитньаи фторопластовыми шайбами. Зашита
внутренних полостей цилиццра и штоков 7 и 8 от загрязнения обеспечена
войлочными сальниковым кольцами 10, помещенным в канавки корпуса и штоков.
Ушки крыпки 1 и регулировочного болта 11 снабжены сферическими подшипника-
ми.
Все три штока в убранном положении удерживаются шариковым замком.
При подаче в цилиндр гидравлического давления через штуцер 14, давление
действует на поршень 17 и двигает его до упора в дно крыпки 1, сжимает пру-
жину 2. При этом упор поршня 17 выходит из под шариков, которые получают
возможность выйти из канавки обоймы 16, освобождая штоки 9, 8 и 7 для вы-
хода из корпуса цилиццра.
Под действием гидравлическогс давления шток 7, имеющий поршень
наибольшего диаметра, выдвигается, одновременно увлекая штоки 8 и 9. Все
три штока выдвигаются вместе до упора штока 7 в дно корпуса цилиццра 6.
После этого из штока 7 выдвигается шт ж 8, продолжая увлекать за собой
через гайку 13 шток 9. Штоки 8 и 9 выдвигаются вместе из штока 7 до упо-
ра штока 8 в доныпко штока 7. Только после этого выдвигается шток 9 из
штока 8.
При стравливании из цилиндра гидравлического давления, штоки утап-
ливаются в корпус под действием веса платнорил в обратной последователь-
ности, вытесняя рабочую жидкость в гидробак. Замок вдлиццра закрывает-
ся.
232
Рис. 133. Цилиц".р подъема выдвижной платформы
1-крыпка; 2-пружиНа; 3-резиновые уплот!1ительные кольца; 4-гайка регулировочная; 5-шарик; 6-корпус;
7,8,9чьгок; 10-сальниковое кольцо; 11-ушковый болт; 12-контргайка; 13-гайка; 14-штуцер; 15нитифт;
16-обойма; 17-поргень.
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
233
।
Воздушная систем
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава седьмая
ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
U.
1. ОБШИВ СВЕДЕНИЯ
Воздушная система (рис. 134) состоит из двух самостоятельных систем?
основной и аварийной. I
Основная воздушная система обеспечивает:
-	торможение колес шасси;
-	герметизацию фонарей*
-	раскрытие створок и сброс тормозного парашюта;
-	включение противообледенителя фонаря.
Аварийная воздушная система обеспечивает:
-	аварийшй выпуск шасси;
—	аварийное торможение колес основных стоек шасси.
Источником энергии в воздушной системе является сжатый воздух,
который расходуется из воздушных баллонов, находящихся на самолете.
Пополнение запасов сжатого воздуха осуществляется путем зарядки сие—
теш на земле от наземного источника сжатого воздуха давлением 110-
130 кг/см^. Воздух для зарядки системы должен быть сухим с точкой росы не
ниже минус 35°С без механических частиц и следов масла.
Зарядка воздушной системы производится от аэродромных баллонов через
общий зарядный штуцер, расположенный в правой нише фюзеляжа для колеса ос-
новной стойки шасси.
Основные технические данные
Общая емкость всех баллонов воздухосистеш ...... 20 л
Объем воздушных баллонов основной систеш - два
круглых по 2 л каждый, один цилиндрический емкостью
4,4 л, один цилиндрический емкостью 2 л, две полости
235
ПЛАНЕР, аповля УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ системы
в основных стопках шасс’’. по 2,2 л и два круглых
по 1,3 л, каждый............................... 17,4 л
Объем воздушных баллонов аварийной систе-
мы (два круглых по 1,3 л,каждый)............... 2,6 л
Давление в воздушных баллонах (основных и
аварийных) .................................... 110-130 кг/см2
Давление в тормозной системе колеса
КТ-102 носовой стойки шасси после ускорителя
УП-24/1 ....................................... 15-2 кг/см2
давление в тормозной системе колес КТ-Э2Б
основных стоек шасси до ускорителей УП-24/2 и
УП-24/1 ....................................... 9,5*0*5 кг/см2
Давление в тормозной системе колеса КТ-92Б
основных стоек шасси после ускорителя УП-24/2.. 19+^ кг/см^
Давление в аварийной тормозной системе ко-
лес КТ-Э2Б основных стоек шасси ппи тооможении
0 5
из передней и задней кабин .................... 17,5^ кг/см2
Давление, поступающее к системам потре-
бителей: тормозной системе шасси, герметизации
фонаря, управлению выпуском ствотэок и сбвос м
тормозного парашюта ........................... 50*д кг/см2
Давление в системе ппотивообледенител ч... 3 кг/см2
Давление в системе герметизации Монарч... 2_ч*2, кг/см^
Давление при работе цилиндра автоматичес-
кого торможения колес во время убовки шасси за
клапаном ПУ-7 ................................. 5^2 кг/см2
' Объем биллона тормозного парашюта
(ресспверный) ................................. 1,3 л
2.	ОСНОВНОЙ ЗАРЯДНЫЙ УЗЕЛ ВОЗГУХОСПОТЕ^Ы
В качестве резервуаров для сжатого воздуха (см.рис.135) в основной
воздухосистеме служат:
-	четыре шаровых баллона , два из которых имеют емкость по 2 л и
два емкостью 1,3 л;
-	два цилиндрических баллона , один емкостью 2 л и один емкостью
4,4 л;
-	две пелости емкостью 2,2 л каждая в верхней части основных стоек
шасси;
236
Рис. 134. Принципиальная схема возданной сис
I-двухстрелочные манометры 2M-I50K основной и аварийной воздушной систем в передней и задней кабинах
темы: 4-баллоны основной воздушной системы; 5-кран 652200/А наполнения аварийной системы; 6-кран 652
56I200M; 8-фильтр 723900-4; 9-зарядный штуцер 642800; 10-клапан ПУ-7; II-редуктор РВ-1,5; 12-предохр
652200/Б аварийного выпуска шасси в передней и задней кабинах; 15-редукционные клапаны УП-25/2 в пер
аварийного торможения колес шасси 563300М; 17-дифференциал ПУ-8; 18-выключатель УП-22 в передней каб
парашютом; 20-спиртовый бачек системы противообледенения фонаря; 21-основное колесо шасси; 22-аварий
стойки шасси; 24-аварийный клапан в системе аварийного выпуска шасси; 25-кран УП-33/1 тормонения кол
УП-24/2:-/!: 27-двухстрелочный манометр МВ-12 в передней и задней кабинах; 28-электропневмоклапан 69
клапан б9эООО-1 сброса тормозного парашюта; 30-цилиндр открытия створок выпуска тормозного парашюта;
лектор-распылитель системы поотивообледенения; 35-кран управления герметизацией створок йонаря; 34-а
новнои стойки шасси; 36-шланг герметизации створки фонаря задней кабины; 37-шланг герметизации створ
стойки шасси; 39-цилиндр подъема основной стойки шасси; 40-баллоны основной воздушной системы в осно
стойки шасси; 42-цилиндр подъема передней стойки шасси; 43-обратный клапан; 44-клапан ПУ-7.
Рис. 134. Принципиальная схема возданной системы
ой воздушной систем в передней и задней кабинах: 2-редуктор РВ-5ОМ; 3-баллоны аварийной воздушной сис
2200/А наполнения аварийной системы; 6-кран С52200/А наполнения основной системы; 7-обратный кляпян
10-клапан ПУ-7; II-редуктор РВ-1,5; 12-предохранительный клапан; 13-носовое колесо шасси; 14-краны
кабинах; 15-редукционные клапаны УП-25/2 в передней и задней кабинах; 16-аварийный клапан в системе
дциал ПУ-8; 18-выключатель УП-22 в передней кабине; 19-воздушный баллон системы управления тпрмпяным
жя фонаря; 21-основное колесо шасси; 22-аварийный клапан 563600М; 25-злектроклапан УП-53/1М основной
5 выпуска шасси; 25-кран УП-33/1 тормонения колеса передней стойки шасси; 26-редукционные ускорители
1ей и задней кабинах; 28-злектропневмоклапан 695000—1 выпуска тормозного парашюта; ?9—япектрппневмо—
р открытия створок выпуска тормозного парашюта; 31-цилиндр замка сброса тормозного парятютя; 32-кол—
I управления герметизацией створок фонаря; 34-аварийный клапан 676400М; 35-цилиндр замка подвески ос-
1аря задней кабины; 37-шланг герметизации створки фонаря пспедней кабины; 38-цилиндр щитка основной
t; 40-баллоны основной воздушной системы в основных стойках шасси; 41-электроклапан УП-53/1М передней
5; 43-обратный клапан; 44-клапан ПУ-7.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
- в аварийной системе установлены два шаровых баллона емкость» 1,3 л
каждый.
В линии зарядки баллонов, которая является общей для основной и
аварийной систем, установлены бортовой зарядный штуцер 4, воздушный
фильтр 5, обратный клапан 6, два вентиля 3 и 7 (основной и аварийной сис-
тем).
Рис.135. Основной зарядный узел воздухосистемы
1-баддоны основной воздушной системы; 2-баллоны аварийной воздушной систе-
мы; 3-кран 652200/А наполнения основной системы; 4-зЗрядный штуцер 642800;
5-фильтр 723900-4; 6-обратный клапан 561200Б; 7-кран 652200/А наполнения
аварийной системы; 8-двухстрелочные манометры 2М-15Ск основной и аварийной
систем в передней и задней кабинах.
237
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Давление замеряется двухстрелочными манометрами 221-15ОК, указатели
которых установлены в передней и задней кабинах. Манометры служат для конт-
роля давления в основной и аварийной системах. Система заряжается воздухом
до давления 110-130 кг/см^.
Агрегаты основного зарядного узла воздухосисте»и
Бортовой зарядный штуцер
Бортовой зарядный штуцер предназначен для подсоединения шланга от
наземного источника давления для зарядки воздушной системы. Конструкция
штуцера обеспечивает герметичность и быстроразъемность соединения.
Бортовой зарядный штуцер (рис.136) состоит из корпуса 1 и заглуш-
ки 3. Заглушка привязана к корпусу металлическим тросом 2. В корпусе имеет-
ся уплотняющая резиновая прокладка 4, выходной штуцер соединен с трубопро-
водом системы.
Рис.136. Бортовой зарядный штуцер
1-корпус; 2-трос; 3-заглушка; 4-резиновая прокладка;
5-пластинчатая пружина.
Заглушка контрится пластинчатой пружиной 5, которая прикреплена к
заглушке и своим зубом на отжимной части зацепляется за соответствующий
выступ на корпусе,
Бортовой зарядный штуцер расположен в правой нише колеса на шпан-
гоуте N? 20.
238
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Воздушный фильтр
Воздушный Фильтр (рис.137), установленный в линии зарядки воздушных
баллонов, предназначен для очистки сжатого воздуха от механических приме-
сей. Соединением крышки 1 и корпуса 6 при помощи накидной гайки 2 образует-
ся внутренняя полость, в которой установлен Фильтрующий элемент,состоящий
из войлочных шайб 4, сеток 5 и опор 7, стянутых на валике 8.
Уплотняющим элементом в месте стыка корпуса и крыпки является рези-
новое кольцо 3. Подача воздуха может осуществляться в любой из штуцеров.
Рис.137. Воздушный фильтр
1-крывка; 2-накидная гайка; 3—уплотнительное кольцо;
4—войлочная шайба; 5-сетка; 6-корпус; 7-опоры; 8-ва-
лик.
Обратный клапан
Обратный клапан (рис.138) пропускает поток сжатого воздуха только
в одном направлении и препятствует его обратному движению. Клапан состоит
из крыпки 1, корпуса 2, клапана 3 и возвратной пружины 4.
Герметизация клапана 3 в закрытом положении достигается торцовым
резиновым уплотнением. Для правильного подсоединения клапана при монтаже
на корпусе клапана нанесена стрелка, показывающая направление движения
воздуха.
239
ИЛ МНР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.138. Обратный клапан
1-крышка; 2-корпус; 3-клапан; 4-воэвратная пружина.
Зарвдные вентили
В воздушной системе в линиях зарядки основной и аварийной систем,
а также в линии аварийного выпуска шасси установлены одинаковые по конст-
рукции вентили, которые отличак/гся лишь трафаретами на рукоятках-махови-
ках.
Рис.139. Зарядный вентиль
1-трафарет; 2-шайба; 3-винт; 4-рукоятка; 5-крышка; 6-втулка;
7-пластина; 8-уплотнительное кольцо; 9-втулка; 10-крывка;
11-валик; 12-корпус.
Вентиль (рис.139) состоит из корпуса 12, крьшек 5 и 10, игольчатого
валика 11 с резьбой и рукоятки-маховичка. В корпусе имеется седло, на
240
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМ01ЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
котовое опирается игла валика, запирая вентиль в завинченном положении
валика. Два штуцера на корпусе вентиля сообщаются: один с линией давления,
а другой с отсеченным участком. Вывинчиванием валика через маховичек осу-
ществляется отход иглы от седла, в результате чего линия давления соеди-
няется с участком системы.
Вентиль зарвдки основной системы имеет трафарет на ручке "ЗАРЯДЦА
СЗТй", аварийной системы - "ЗАРЯДКА АЗАР.БАЛДСНА". Вентили аварийного
выпуска шасси имеют специальные красные рукоятки с надписями "ABAP.L'ACCH".
Вентили зарядки установлены в правой нише колеса, вентили аварийного вы-
пуска - в передней кабине - на правой подфонарной балке у приборной дос-
ки, в задней кабине - на пиавом пульте.
Воздушные баллоны
Шаоовые баллоны основной и аварийной систем сварены из двух полу-
сфер. Втулка 3 (рис.140) предназначена для крепления баллона, другая втул-
ка служит для установки подсоединительного входного штуцера 2, который
поставлен на медной герметизирующей прокладке 5.
Цилиндрический баллон изготовлен из обечайки и двух сферических
донышек. Во втулках, вваренных по оси баллона, установлены штуцеры, с
помощью которых баллоны подсоединены в систему.
3. ОСНОВНАЯ ВОЗДУХОСИСТЕМА
В основной воздухосистеме (см.рис.134) для понижения давления воз-
духа, поступающего из баллонов к потребителям, установлен редуктор
РВ-50М (2), который понижает давление в системе с 110-130 до 50*? кг/см^.
Воздух с пониженным давлением распределяется по потребителям, пос-
тупая в следующие системы:
-	управление торможением колес шасси через редукционные ускорители
УП-24/2, УП-24/1 (26) и клапан ПУ-7 (10);
-	управление герметизацией Фонаря через редуктор РВ-1,5 (1л);
-	управление раскрытием створок и сбросом тормозного паралюта через
электропневмоклапан 695000-1 (28 и 29);
-	управление противообледенителем через пусковой редукционный кла-
пан ПУ-7 (44).
Для увеличения общего запаса воздуха и обеспечения надежного функ-
ционирования в основной воздушной системе установлен дополнительный бал-
241
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.140. Воздушные баллоны
1-шаровый баллон; 2-входной штуцер; 3-втулка с наружной
резьбой; 4-герметизируюдая прокладка; 5-герметиэирупцая
прокладка; 6-цилиндрический баллон; 7-входной штуцер.
лон в системе сброса и выпуска парашюта. Этот баллон отделен от всей сис-
темы обратным клапаном и может разряжаться только на агрегаты своей сис-
темы.
Редуктор РВ-5ОМ
Редуктор РВ-50М (рис.141) служит для понижения давления воздуха в
♦Т 2
основной системе с 110-130 до 50_д кг/см .
Редуктор состоит из корпуса 5, на котором имеются штуцеры А - для
входа воздуха, Б - для выхода, впускного клапана 8, мембраны 13 и редук-
ционной пружины 2. При подаче давления в штуцер А сжатый воздух попадает
через внутренний канал и открытый впускной клапан в выходной штуцер.
242
П.1Л1П СИЛОВАЯ УСТАНОВИСЛМО.'.ГТНЫ! системы
Рис.14L. Редуктор РВ-50М
А-штуцер входа воздуха; Б-штуцер выхода воздуха.
1-регулировочная крышка; 2-редукционная пружина; 3-контргайка;
4-стакан; 5-корпус; 6-толкатели; 7-герметизирующая прокладка;
8-впускной клапан; 9-опорный конус; 10-возвратная пружина;
11-крышка; 12-прокладка; 13-мембрана; 14-втулка; 15-опорная
шайба.
В первый момент подачи давления впускной клапан находится в отжа-
том положении при помощи тарировочной редукционной пружины 2 через толка-
тели 6. Воздух при давлении 50 кг/см^, поступая под мембрану и, посте-
пенно сжимая пружину 2, переместит опорную шайбу 15 и толкатели вверх,
способствуя тем самым закрытию впускного клапана возвратной пружины 10.
При расходе воздуха из системы давление под мембраной спадает, тари-
ровочная пружина через опорную шайбу, промежуточные шайбы и далее через
толкатели отожмет впускной клапан, обеспечивая поступление нового объема
сжатого воздуха из зарядных баллонов.
Редуктор РВ-50М работает непрерывно, поддерживая в системе за собой
давление 50^ кг/см**. Если же давление в основных баллонах снизится до
50 кг/см^ или ниже, редуктор
пропустит оставшийся запас воздуха в систе-
му беспрепятственно, так как впускной клапан будет постоянно открыт. В
корпусе редуктора установлен предохранительный клапан, отрегулированный
на давление 60*^ кг/см^.
245

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
В случае выхода из строя редуктора, клапан стравливает избыточное
(превышающее его тарировку) давление в атмосферу.
Система торможения колес шасси
Система торможения колес шасси обеспечивает ручное управление тор-
можением колес КТ-92Б основных стоек и колеса КТ-102 носовой стойки из
передней кабины или из задней кабины.
В целях предохранения от возникновения юза, торможение колес обо-
рудовано системой автоматического растормаживания.
Торможение носового колеса включается для уменьшения длины пробега
на посадке и отключается при рулении самолета и на разбеге. Отключение
торможения носового колеса от общей системы торможения может быть произ-
ведено краном УП-33/1.
При включении системы автоматического растормаживания, торможение
производится вручную нажатием тормозного рычага на ручке управления, а
растормаживание производится автоматически при возникновении юза.
Управление торможением колес шасси осуществляется из передней или
из задней кабины рычагами торможения, установленными на ручках управле-
ния самолетом. В случае необходимости летчик из задней кабины может отклю-
чить торможение из передней кабины и переключить управление торможением
на заднюю кабину.
Тормозная система (рис.142) состоит из редукционного клапана
ПУ-7 (1), дифференциала ПУ-8 (6), двух редукционных ускорителей УП-24/2
(<6), трех электромагнитных клапанов УП-53/1-М (4), двух аварийных кла-
панов основных кол^с 563600М (5), выключателя УП-22 (8), крана включения
тормоза колеса носовой стойки УП-33/1 (13) и одного редукционного уско-
рителя УП-24/1 (16) колеса КТ-102.
Система торможения колес работает следующим образом. При нажатии
на тормозной рычаг клапан ПУ-7 (1) радударует поступающее от редуктора
основной воздухосистеш давление 50 кг/см^ до давления 9,5*^’^ кг/см^
(в зависимости от величины хода рычага) к подает воздух под этим давле-
нием в дифференциал ПУ-8 (6) и редукционный ускоритель УП-24/1 (при откоы-
том кране УП-33/1).
Дифференциал ПУ-8 служит для одновременного или раздельного тормо-
жения основных колес. Рычаг дифференциала соединен с педалями управления.
В зависимости от дальнейшего угла поворота рычага сверх 12°
устанавливается разность давлений в тормозах колес, определяющая различные
244
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.142. Система торможения колес шасси при носовом колесе КТ-102
1-релукиионный клапан ПУ-7; 2-носовое колесо КТ-102; 3-редуктор PB-50U; 4-электромагнитный клапан
УП-53/1-М; 5—аварийный клапан; 6-дифФеренциал ПУ-8; —редукционный клапан УП-25/2 в задней кабине;
8-выключатель УП-22; 9-манометр МВ-12 в передней кабине; 10-манометр МВ-12 в задней кабине; 11-авто-
мат защиты сети АЗС-10; 12-инерайонный датчик УА-27А; 13-кран УП-33/1 торможения носовой стойки шасси;
14-колесо КТ-92Б основной стойки шасси; 15-инерционный датчик УА-..4/2.м; 16-редукционные ускорители
УП-24/2 и УП-24/1; 17-редукционный клапан УП-25/2 в передней кабине; 18-аварийный клапан.
245
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
тормозные моменты в колес ах,что необходимо для разворота самолета при
рулежке.
При отклонении левой педали вперед до отказа ПУ-8 подает давление
только в левое колесо, а правое растормаживается — происходит разворот са-
молета влево. При отклонении правой педали соответственно происходит раз-
ворот самолета вправо.
При нейтральном положении педалей воздух из дифференциала ПУ-8 с
давлением до 9,5+ * кг/см^ поступает в ускорители УП-24/2 (16). Ускори-
тели УП-24/1 и УП-24/2 (16) выполняют роль редукционных клапанов, в которых
подводимое от клапана ПУ-7 и от дифференциала давление используется в
качестве управляющего, а подводимое из основной систеш давление 50 кг/см^
доводится до рабочего давления в тормозах (19+ кг/см^ и 15“^ кг/см^),
увеличенного в два раза по отношению к управляющему.
Из УП-24/2 воздух проходит через электромагнитные клапаны УП-53/1-М
и затем аварийные клапаны 563600М в тормоза колес КТ-92Б. При этом клапан
УП-53/1-Ы работает как проходной штуцер. При сбросе управляющего давле-
ния рабочее давление из тормозов стравливается через УП-24/1.
Стравливание управляющего давления при растормаживании происходит
через редукционный клапан ПУ-7.
В процессе пробега самолета возможен переход с обычного торможения
колес на торможение с применением автоматического растормаживания и наобо-
рот. Переход с обычного торможения на торможение с применением автомати-
ческого растормаживания производится, не отпуская тормозного рычага,вклю-
чением АЗС "АВТОМ.ТОРИС®. КОЛЕС”. Для перехода на обычное торможение во
избежание появления юза необходимо сначала отпустить тормозной рычаг,а
затем переключить АЗС-5 с надписью "АВТ011.ТОРЖОК.КОЛЕС" в положение "ВЫК-
ЛЮЧЕНО", после чего система переходит на обычную с ручным растормаживанием.
В систему автоматического растормаживания колес входят следующие
агрегаты: выключатель УП-22 (8), электромагнит ые клапаны УП-53/1-М (4),
инерционные датчики УА-27А (12) колес КТ-92Б, а также датчик УА-24/2М (15)
для колеса КТ-102.
Выключатель УП-22 при подаче давления в тормоза при включенном АЗС
"АВТОМ.ТОРМОЖ.КОЛЕС" замыкает электрическую цепь питания инерционных дат-
чиков УА-27А и УА-24/2М и электромагнитных клапанов УП-53/1-М. При давлении
в воздушной магистрали ниже 0,7кг/см^ выключатель УП-22 отключает электроцепь.
При проскальзывании одного из основных колес инерционный датчик этого
колеса подает сигнал на соленоид клапана КП-53/1-М, отключая таким образом
тормоз от магистрали питания и одновременно стравливая из него воздух в
246
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
атмосферу. Колесо растормаживается.
При проскальзывании переднего колеса растормаживается только перед-
нее колесо, а остальные колеса остаются заторможенными. Таким образом,
при проскальзывании одного из колес, растормаживается только то колесо,
у которого проскальзывание, а остальные колеса остаются заторможенными.
При раскрутке колеса с положительным ускорением контакт инерционного датчика
на колесо размыкается и торможение колеса восстанавливается.
Автоматическое растормаживание колес предотвращает возникновение
"юза" при торможении.
Включение системы автоматического растормаживания и ее выключение
производится с помощью АЗС-5 с надписью "АЗТОМ.ТОРМОЖ.КОЛЕС", установлен-
ного в передней кабине на левом пульте и переключателем с той же надписью,
установленным в задней кабине на щитке инструктора.
При включенном автоматическом растормаживании, на пробеге, тормоз-
ной рычаг на ручке управления самолетом может быть нажат до отказа. С
целью экономии воздуха рекомендуется торможение производить плавным на-
жатием гашетки в начале пробега на трех колесах. Гашетку выбирать до упора
в течение 3-5 сек.
Включение торможения носового колеса производится поворотом рукоят-
ки крана УП-33/1 с надписью "ТОРМОЗ ПЕРЕДНЕГО КОЛЕСА", расположенного на
верхней части приборной доски слева, в передней кабине, в положение "ВКЛ.".
При этом торможение носового колеса производится одновременно с торможением
основных колес от общего рычага торможения на ручке управления самолетом.
При закрытом кране УП-33/1 носовое колесо работает как нетормоэное.
При отключении торможения носового колеса стравливание управляюще-
го давления происходит через УП-33/1.
Для т рможения колес при уборке шасси установлен цилиндр автомати-
ческого торможения, который работает от гидравлического давления в системе
уборки шасси. При подаче гидравлического давления на уборку шасси шток
цилиндра автоматического торможения, выдвигаясь, через рычаг нажимает на
шток клапана ПУ-7, который подает управляющее давление в систему торможе-
ния колес.
При установке крана шасси в нейтральное положение линия уборки сое-
диняется со сливом, гидравлическое давление из цилиндра автоматического
торможения стравливается и пружины устанавливают шток цилиндра, рычаг и
шток клапана ПУ-7 в исходное положение. При этом управляющее давление страв-
ливается через клапан ПУ-7 и колеса растормаживаются.
Летчик из задней кабины может отключить тормо:.:ение из передней кабины,
247
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
переключив торможение на себя. Для этого на самолете смонтирована рычажно-
пружинная система переключения торможения (рис.143).
’’ис.143. Кинематика управления тормозами
а-искодное положение; б-отключение торможения из передней ка-
бины; в-торможение из передней кабины; г-торможение из задней
кабины.
1-редукционный клапан ПУ-7; 2-цилиндр автоматического торможе-
ния колес при уборке шасси; 3-упорный винт; 4-рычаг задней каби-
ны; 5-рычаг передней кабины; 6-рычаг г цепления; 7-трос,идущий
в заднюю кабину; 8-трос, идущий в переднюю кабину; 9-прухина;
13-пружина; 11-ось; 12-штырь.
При нат.атии на тормозной рычаг в задней кабине первым движением
является ход отключения управления торможением из передней кабины, т.к.
при этом пычаг 6 при натяжении троса из задней кабины, поворачивается вок-
руг оси и выходит из под рычага 5 передней кабины. Происходят расцепление
рычагов передней и задней кабин.
При дальнейшем натяжении троса задней кабины рычаг 4 нажимает на
248
ПЛ\НЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛГТП'. Н: СИСТЕМЫ 
толкатель клапана ПУ-7 и подает давление в тормозную систему.
При исправлении действий учлета в передней кабине для растормажи-
вания необходимо нажать на тормозной рычаг в задней кабине до момента
отключения и производить дальнейшее нажатие на тормозной рычаг. При этом
будет производиться торможение колес из задней кабины. При отпускании тор-
мозного рычага в задней кабине, возможность торможения из передней каби-
ны восстанавливается.
Агрегаты системы торможения колес
Редукционный клапан ПУ-7
Редукционный клапан ПУ-7 (рис.144) предназначен для понижения дав-
ления воздуха, подаваемого в тормозную систему.
Степень редуцирования давления зависит от величины обжатия пружин
толкателем.
Редуцированное давление из клапана ПУ-7 подается к ускорителям
УП-24/2 и УП-24/1 в качестве управляющего давления.
При ненажатом толкателе 1 тормозная система через малый клапан вы-
пуска 7, отверстия в большом клапане выпуска 6 и отверстия в толкателе
сообщается с атмосферой. Закрытые малый 11 и большой 10 клапаны впуска
препятствуют поступлению воздуха под давлением в тормозную систему. При
нажатии на толкатель обжимается редукционная пружина 5. Поршень 3, пере-
мещаясь, прижимает большой клапан выпуска 6 к малому клапану выпуска 7.
Сообщение с атмосферой прекращается и благодаря жесткой связи при даль-
нейшем движении толкателя открывается малый клапан выпуска. Воздух под
давлением через штуцер А начинает подаваться в клапан ПУ-7 и из клапана
ПУ-7 в тормозную систему через штуцер Б.
После открытия малого клапана впуска давление воздуха под большим
клапаном станет меньше, чем над ним, и под действием перепада давлений
он также откроется. Качнется более интенсивное поступление воздуха в тор-
мозную систему. Повышение давления в тормозной системе будет происходить
до тех пор, пока давление на поршень 3 не уравновесит усилие обжатия пру-
жины от толкателя и не закроет малый клапан впуска. Чем больше ход толка-
теля, тем большее давление необходимо для восстановления равновесия. Так
осуществляется редуцирование давления.
Если резко отпустить нажатый толкатель, то давление отбросит пор-
шень, открыв большой клапан выпуска и будет обеспечено резкое растормажи-
•;ие. Чэи плавном ослаблении усилия нажатия воздух будет более медленно
249
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
стравливаться через малый клапан выпуска. С помощью регулировочного винта
на двуплечем рычаге, нажимающем на толкатель, можно изменять максимальное
давление на выходе из ПУ-7, устанавливая предельно возможное обжатие пру-
жины от толкателя.
Рис.144. Редукционный клапан ПУ-7
А-штуцер подачи воздуха из баллонов; Б-штуцер подачи воздуха
в тормозную систему.
1-толкатель; 2-чулочная мембрана; 3-поршень; 4-корпус; 5-ре-
дукционная пружина; 6-большой клапан выпуска; 7-малый клапан
выпуска; 8-средняя полость; 9—нижняя полость; 10-большой кла-
пан впуска; 11-малый клапан впуска; 12-втулка; 13-крыпка.
Дифференциал ПУ-8
Дифференциал ПУ—8 (рис.145) обеспечивает различные тормозные моменты
правого и левого колеса для разворота при рулежке.
В нейтральном положении рычаг 1 не нажимает на коромысло 2 и поэтому
воздух, подводимый от клапана ПУ-7 к штуцеру А дифференциала, через щели
250
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
впускных клапанов б поступает в верхние камеры 1 и П дифференциала, пере-
мещает поршни 4 до упора в коромысло, а оттуда проходит на ускорители
УП-24/2, как командное давление через боковые штуцеры, соединенные свер-
лениями с верхними камерами дифференциала.
Рычаг дифференциала соединяется с педалями при помощи пружинной ре-
дукционной тяги 7. Отклонение рычага 1 до 12° в обе стороны не влияет на
общее«торможение колес.
Рис.145. Дифференциал ПУ-8
1-рычаг; 2-коромысло; 3-втулка; 4-поршень; 5-чулоч-
ная мембрана; 6-клапан; 7-редукционная тяга.
При отклонениях педалей на угол свыше 12° рычаг 1 выбирает зазор,
нажимает на коромысло 2 и утапливает поршень 4; другой поршень, освобож-
даясь от усилия со стороны коромысла, поднимается вверх под действием
пружины и давления в верхней камере. При этом клапан б садится на седло
и закрывает впуск сжатого воздуха в верхнюю камеру, а поршень 4поднимаясь,от-
крывает отверстие на выпуск, т.е. на выход сжатого воздуха из верхней ка-
меры П и УП-24/2, через имеющиеся в поршне 4 выпускные отверстия. При этом
251
П.1М1ГР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТ HUE СИСТЕМЫ
растормаживается правое колесо.
К другому ускорителю УП—24/2 воздух продолжает поступать и поэтому
в вспхней камере 1 и в тормозной камере левого колеса будет определенное
давление.
При ст ливании воздуха давление во И верхней камере дифференциала
будет падать д тех пор, пока разность давлений в камерах 1 и П, действую-
щая через поршни 4 на коромысло 2 и, далее, на рычаг 1 не уравновесится
силой сжатия пружины, заключенной в тяге 7. Рычаг, сжимая пружину, воз-
вращается в прежнее положение, и выпускное отверстие в поршне 4 закры-
вается при нажатии попшня на клапан 6.
Полученная разность давлений в камерах дифференциала соответствует
определенной разности тормозных моментов колес, которая необходима для
разворота самолета, так как сила сжатия пружины в редукционной тяге за-
висит от угла отклонения педалей и не зависит от изменения давления под-
водимого к дифференциалу от ПУ-7.
Редукционный ускоритель УП-24/2
Редукционные ускорители УП-24/2 и УП-24/1 расположены по одному
в нишах каждого из основных колес шасси и в нише носовой стойки шасси.
Каждый из ускорителей работает на одно колесо. Редукционные ускорители
повышают давление воздуха, подводимого в тормоза колес КТ-92Б и КТ-102,
примерно в два раза по сравнению с управляющим давлением от ПУ-7.
Включение ускорителей в магистрали торможения основных колес и перед-
него колеса позволяет вести торможение основных колес с давлением в каме-
рах до 1S+1 кг/см^ и торможение переднего колеса с давлением в камере до
15”2 кг/см^.
Редукционный ускоритель УП-24/2 (рис.146) состоит из корпуса 1,
верхней 3 и ни?;ней 4 мембран, управляющего пог-ня 5, впускного 6 и выпуск-
ного 7 клапанов.
Ускоритель имеет штуцер подвода управляющего давления от дифферен-
циала, штуцер подвода давления 50 кг/см^ от редуктора, штуцер отводд. ре-
дуцированного давления к тормозам основных колес, отверстия в корпусе для
выпуска воздуха в атмосферу из магистрали торможения колес при расторма-
живании
В \от момент, когда управляющее давление не подано, линия подачи
давлени. от сети к тормозам перекрыта клапаном впуска, а магистраль тор-
можения сообщена с атмосферой (положение "ВЫПУСК СЕАТОГО ВОЗДУХА ИЗ ТОР-
ПЛЛЬГ.Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛГТНЫЕ СИСТЕМЫ
МОЗОВ").
При подаче управляющего давления от ПУ-7 поршень начинает перемещать-
ся вниз и при этом своим толкателем отжимает клала” выпуска, а через него
и клапан впуска, обеспечивая подачу воздуха от сети к тормозам (положение
"ВПУСК СЖАТОГО ВОЗДУХА В ТОРМОЗА”). Одновременно при соприкосновении тол-
кателя с торцом клапана выпуска происходит разобщение магистралей торможе-
ния с атмосферой.
Рис.146. Редукционный ускоритель УП-24/2
1-корпус; 2-направляющая; 3-верхняя мембрана; 4-нижняя
мембрана; 5-управляющий поршень; 6-клапан впуска;
7-клапан выпуска; 8-пружина.
Ко-да давление под управляющим поршнем возрастет до такой величины,
чгс уравновесит давление под поршнем, то под действием пружины 8 управляю-
щий поршень переместится на определенную величину. Эго движение приводит
лишь к тому, что впускной клапан опустится на седло и перекроет подучу дав-
ления из сети, препятствуя дальнейшему повышению давления в тормозах. В
то хе время линия стравливания воздуха из тормозов в атмосферу будет пере-
крыта клапаном выпуска.
253
ПЛАН Р, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Если же управляющее давление будет уменьшаться» то соответственно
поршень 5 будет перемещаться вверх и клапан выпуска сядет на свое седло,
начнется понижение давления в тормозах» так как толкатель отойдет от тор-
ца клапана выпуска и откроет выход в атмосферу.
Таким образом, редукционный ускоритель строго реагирует на все из-
менения управляющего давления. Редукция ускорителя обеспечивается подбором
площадей над управляющим поршнем и под ним.
Отношение площадей поршней ускорителя равно 2; это означает, что для
уравновешивания управляющего поршня давление под ним должно быть в два
раза больше, чем управляющее.
Инерционный датчик УА-27А
Инерционный датчик УА-27А (рис.147) служит для подачи электричес-
кого сигнала на электромагнитные клапаны УП-53/1-М для растормаживания
колес.
Принцип работы датчика состоит в следующем.
При пробеге самолета,после хюсадки,зубчатое колесо 14 получает вра-
щопяе от колеса. В прорези валика 5 ходят зубцы толкателя 15, которые в
свою очередь, соединены с пзолильными вырезами корпуса 4 (вид по стрелке
А). На корпусе 4 помещен узел фрикциона, состоящий из пружины 7 с прикле-
панными и припаянными колодочками 8 и рычага 16.
Пружина 7 колодочками плотно обжимает в расточке маховик 3. Таким
образом, вращение от колеса через зубчатое колесо 14, валик 5, толкатель 15,
корпус 4 и фрикцион передается маховику 3.
При замедлении вращения колеса (а значит и валика датчика), пре-
выпагщем величину, соответствующую регулировке датчика, маховик 3, имея
запас кинетической энергии, начинает обгонять ведущий валик 5 и увлекает
за собой корпус 4. При этом ткн «дыя поверхности корпуса 4 скользят по
зубцам толкателя If и ..-ремегагт ггсхедний в осевом направлении в сторону
рычага 6 до совщ. ’em я болевых поверхностей корпуса 4 и толкателя 15,
к. <ггый бо.ч.иим пленом нажимает на рычал 15, последний повернется вокруг
оси 17 и «лагым плечом сожмет пружину 7, снизив тем самым тормозной момент
фрикциона.
После этого корпус 4 оказывается заторможенным относительно махови-
ка 3, а маховик, продолжая вращение, пробуксовывает относительно фрикцио-
на, удерживая корпус 4 в повернутом положении. Во время пробуксовки махо-
вик постепенно теряет скорость.
254
11Л М1ГР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис. 147. Инерционный датчик УА.-27А
1-корпус; 2-крьпка; 3-ыаховик; 4-корпус, 5-валик;
6-рычаг; 7-пружина; 8-колодка; 9-ось; 10-пружина;
11-болт специальный; 12-пластина; хЗ» -.дикролпслЕча-
тель; 14-шестерня; 15-толкатель; и>-рычаг; 17-о^1
255
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Перемещаясь в осевом направлении, толкатель нажимает на рычаг 6,
который, поворачиваясь вокруг оси 9, сжимает пружину 10 и болтом 11 вклю-
чает микровыключатель 13, который замыкает цепь электромагнита клапана
УП-53/1-М. Колесо растормаживается.
С началом раскрутки колеса с положительным ускорением, ведущий ва-
лик 5 и толкатель 15 в первый момент опережают корпус 4 с маховиком 3.
Винтовые поверхности выреза в корпусе 4 перестают поддерживать толкатель
в выдвинутом положении, и пружины 10 и 12 возвращают толкатель и рычаг в
исходное положение. Цепь размыкается. Торможение восстанавливается.
Кран УП-33/1 включения торможения носового колеса
Кран УП-33/1 включения торможения носового колеса (рис.148) пред-
назначен для сообщения линчи торможения носового колеса шасси с общей сис-
темой торможения колес.
Рис.148. Кран включения торможения носовой стойки
шасси УП-33/1
1-рукоэтка; 2-направляющая; 3-шток; 4-возвратная пружина;
5-седло; 6-клапан; 7-пружина; 8-корпус; 9-шпилька.
Включи в передней кабине кран УП-33/1 и нажимая на тормозной рычаг,
летчик из передней или из задней кабины может производить торможение всех
256
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
трех колес касса.
Кран УП-33/1 клапанного типа состоит на корпуса 8, штока 3, клапа-
на 6 с пружиной 7, седла 5, направлявшей 2 и возвратной пружины 4, рукоят-
ки 1, шпильки 9.
В закрытом положении крана подвод давления из тормозной системы в
носовое колесо закрыт. При этом через канал в штоке 3 тормозная система
переднего колеса сообщается с атмосферой. В это время рукоятка 1 находится
в положении, перпендикулярном направлению штуцеров подвода давления и пе-
репуска к носовой стойке. При повороте рукоятки на 90° выступающие части
шпильки 9 скользят по наклонным вырезам направляющей 2 и шток 3, переме-
щаясь вниз, нажимает на клапан 6 и открывает проход воздуха из основной
тормозной системы в магистраль тормоза носового колеса.
В положениях "КРАН ОТКРЫТ** и "КРАН ЗАКРЫТ" шпилька 9 фиксирует
ток 3 крана, западая в специальные прорези направлявшей втулки 2.
Выключатель УП-22
Влслючателъ УП-22 (рис.149) служит для включения алектрической цепи
системы автоматического растормаживания при наличии давления в тормозной
системе и выключения цепи при отсутствии давления.
Рис.149. Выключатель УП-22
1-штуцер; 2—клапан; 3—пружина; 4-герметиэирующая прокладка;
5-корпус; 6-концевой выключатель; 7-донылко; 8-электроразъем.
257
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
При подаче воздуха в магистраль торможения от клапана ПУ-7 в штуцер 1,
клапан 2 под действием давления, преодолевая сопротивление пружины 3, пере-
мещается и включает при помощи концевого выключателя 6 электрическую цепь.
При отсутствии давления в магистрали клапан возвращается пружиной 3
в исходное положение, отпускает кнопку концевого выключателя и электричес-
кая цепь размыкается. Цепь замыкается при давлении выпе 0,7 кг/см^.
Электромагнитный клапан УП-53/1-М
Клапан УП-53/1-М (рис.150) свободно пропускает воздух в тормозную
камеру при отсутствии тока в электрической цепи. При подаче тока на обмотку
электромагнита клапан сбрасывает давление из тормозной системы.
Ятмосдоерное дабжние
Рис.150. Электромагнитный клапан УП-53/1-М
1-Аорпус; 2-сердечник; 3-клапан; 4-пружина; 5-клапан.
При замедлении вращения колеса датчики УА-24/2М срабатывают, подавая
ток на катушку электромагнита клапана УП-53/1-11. Сердечник 2, обжимая пру-
жину 4, притягивается к штуцеру подвода, перекрывая поступление воздуха к
тормозам.
258
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Одновременно с отходом сердечника открывается клапан 3, снабженный
пружиной 4, которая служит буфером, предохраняющим резину от разрушения
при ударе о седло клапана. При этом из камеры "А" воздух стравливается в
атмосферу, освобождая клапан 5 от противодавления. Клапан под действием
давления в тормозах открывается, воздух стравливается из тормозов в атмос-
феру.
При начале раскрутки колеса электрический импульс снимается и сер-
дечник под действием давления возвращается назад, клапан садится на седло.
Клапан 5 перекрывает выпускное отверстие, и снова полость тормозов сообща-
ется с магистралью торможения.
Система управления противообледенителем
Включение противообледенителя осуществляется пусковым редукционным
клапаном ПУ-7, который открывается при нажатии на кнопку, установленную в
передней кабине на левом борту.
Воздух из воздухосистемы поступает в клапан ПУ-7, а затем под давле-
нием 3+ *2 кг/см^ - в бак противообледенителя, выдавливая из него спирт по
трубопроводу в распылитель и на стекла фонарей.
Герметизация фонаря
Для герметизации Фонаря воздух основной системы давлением 50 кг/см2
поступает через редуктор РВ-1,5; предохранительный и обратный клапаны и
краны управления Фонарем в шланги герметизации передней и задней кабин.
^0 55
Редуктор РВ-1,5 понижает давление воздуха до 2_q’g кг/см2.
Управление открытием створок и сбросом
тормозного парашюта
Воздух из основной системы (см.рис.134) через редуктор РВ-50М (2)
и обратный клапан поступает в расходный баллон 19 емкостью 1,3 л выпуска
и сброса тормозного парашюта, который питает раздельно - через электропнев-
моклапаны 695000-1 (28 и 29) - цилиндр 30 открытия створок выпуска тормоз-
ного парашюта и цилиндр 31 — замка сброса тормозного парашюта. Управление
открытием створок и сбросом тормозного парашюта осуществляется как из
передней, так и из задней кабин.
259
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Пре нажатии одной из кнопок выпуска парашюта, установленных в перед-
ней кабине на вертикальной панели левого пульта (около приборной доски) и
в задней кабине на вертикальной части левого пульта, ток подается на
электромагнит клапан 695000-1 (28), клапан срабатывает и перепускает воз-
дух в цилиндр 30 открытия створок тормозного парашюта. Створки открывают-
ся.
При нажатии кнопки сброса парашюта, установленной в передней кабине
на вертикальной части левого пульта, а в задней кабине - на горизонталь-
ной части левого пульта, ток подается на электромагнит 695000-1 сброса па-
рашюта 29. Клапан срабатывает и перепускает воздух в цилиндр 31 замка сбро-
са тормозного парашюта.
Электропневмоклапан 695000-1
Электропневмоклапан 695000-1 предназначен для перепуска воздуха из
основной воздухосистевы в цилиндры управления створками и замком прицепки
тормозного парашюта.
Клапан (рис.151) состоит из корпуса 2, клапана впуска 1, клапана
выпуска 6 и электромагнита 4 с якорем. Клапан впуска 1 и клапан выпуска 6
связаны между собой толкателем 3.
Рис.151. Зоектропневмоклапан 695000-1
1-клапан впуска; 2-корпус; 3-толкатель; 4-злектромагнит;
5-якорь; 6-клапан выпуска; 7-пружина; В-пружийа.
260
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ >СТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
При отсутствии тока в обмогке электромагнита клапан впуска 1 нахо-
дится в закрытом положении под действием пружины 8. Клапан выпуска 6 отжат
и сообщает штуцер выхода с атмосферой. При подаче тока на обмотку электро-
магнита якорь 5 перемещает клапан выпуска 6 до соприкосновения с седлом,
после чего выходной штуцер разобщится с атмосферой. Одновременно клапан 1
перемещается, сжимая пружину 8. В этом случае полость подвода давления со-
общиться с выходным штуцером, и сжатый воздух поступит в цилиндр управляе-
мого агрегата.
Для предотвращения износа резинового уплотнения клапана 1 служит
пружина 7, играющая роль демпфера при обратном ходе клапана. При снятии
тока с катушки под действием сжатых пружин клапан впуска 1 ставится на
седло, магистраль перекрывается, а сжатый воздух от цилиндра стравливает-
ся через клапан впуска 6.
4. АВАРИЙНАЯ ВОЗДУХОСИСТШ
Аварийная система выпуска шасси
При выходе из строя основной гидросистемы выпуск шасси осуществля-
ется от аварийной воздухосистемы. Аварийный выпуск шасси производится воз-
духом с давлением 110-130 кг/см^ из баллонов аварийной воздушной системы.
В авар Иную систему выпуска шасси (см.рис.134) входят два крана
652200А (14) аварийного выпуска шасси в передней и задней кабинах, аварий-
ный клапан 24, два цилиндра 35 замков подвески основных стоек шасси и
обратный клапан 7, два аварийных клапана 676400М (34).
Аварийный выпуск шасси может быть произведен как раздельно из
передней или задней кабин, так и из двух кабин одновременно, так как кра-
ны подключены к линии аварийного выпуска шасси параллельно. Краны аварий-
ного выпуска шасси установлены: в передней кабине - на правой подтоварной
балке у приборной доски, в задней кабине - на правом пульте.
При открытии крана 652200А сжатый воздух из баллонов З.с давлением
11Э-130 кг/см^ через клапан 24 подается к цилиндрам 35 замков подвески
основных стоек шасси, а также к гидрозамку и цилиндру 42 носовой стойки.
После того, как замки основных стоек и щитков откроются и освобо-
дят основные стойки шасси и щитки, воздух, пройдя через них, поступает од-
новременно в гидпозамки цилиндров уборки и через клапаны 676400М (34) в ци-
линдры шитков шасси.
Из гидрозамков носовой и основных стоек воздух поступает в гидроци-
261
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
линдры носовой и основных стоек шасси и производит выпуск всех стоек шасси.
Одновременно выпускаются штоки цилиндров щитков основных стоек, которые
производят открытие колесных щитков.
Агрегаты аварийной системы выпуска шасси
Блок цилиндров сброса с замков основной
стойки шасси
Блок циливдвов (рис. 152) состоит из двух цилиндров - -’идравлического
и воздушного. Гидравлический цилиндр открывает замки подвески основной
стойки и колесного щитка при выпуске шасси от гидросистемы. Воздушный ци-
линдр открывает выпеуказанные замки при выпуске от аварийной воздухосис-
темы.
Рис.152. Блок цилиндров сброса с замков основной
стойки шасси
1-регулировочный болт; 2-контргайка; 3-сальник; 4-шток;
5-корпус; 6-клапан; 7-возвратная пружина.
Схема работы воздушного цилиндра сброса с замков показана на рис.153.
В корпусе 5 блока цилиндров размещены шток 4 с возвратной пружиной 7 и кла-
пан 6. При подаче воздуха от аварийной системы на выпуск давление подается
во внутреннюю полость воздушного цилиндра. Эго вызывает перемещение его
262
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
' -...........................    *Г..........
штока 4 и сжатие возвратной пружчна 7.
На ходе штока 14 мм происходит открытие замков подвески основной
стойки и колесного щитка. При дальнейшем ходе штока клапан 6 отрывается
от седла (до этого момента клапан прижат к седлу давлением воздуха, посту-
пающим от аварийной системы), и воздух из аварийной воздушной системы пере-
пускается в магистраль выпуска стоек и щитков шасси.
иа быта щитоб и
шоки
Рис.153. Схема работы воздушного цилиндра
сброса с замков
При снятии давления пружиной 7 шток 4 возвращается в исходное поло-
жение и клапан 6 устанавливается на седло.
Аварийный клапан 676400М
В линии аварийного выпуска шасси установлены два клапана 676400М
(рис.154), которые служат для перекрытия гидросистемы от системы аварий-
ного выпуска шасси в момент действия последней и, наоборот, для перекры-
тия аварийной системы от гидросистеш во время нормальной работы гидрав-
лики.
Каждый клапан имеет три штуцера, одним из котовых соединен с воз-
душной системой аварийного выпуска шасси , а другим - с гидравлической сис-
темой выпуска шасси. Клапан состоит из корпуса 1, крыпки 4, поршня 2 и пру-
жины 3. Поршень 2 под действием пружины 3 и давления жидкости постоянно
перекрывает канал подачи сжатого воздуха, предотвращая проникновение жид-
кости в воздушную аварийную систему. При нормально работающей гидросистеме.
263
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.154. Аварийный клапан 676400М
1-корпус; 2-поршень; 3-пружина; 4-крыпка.
При аварийном выпуске шасси от воздушной системы поршень 2, находясь
под давлением воздуха, который подводится от цилиндра замка подвески, пре-
одолевает натяжение пружины 3, доходит до торца крыпки 4 и перекрыва-
ет гидравлическую магистраль, одновременно освобождая путь воздуху в
магистраль выпуска шасси.
Для герметичного запирания воздушной системы поршень 2 имеет кону-
сообразный выступ, а со стороны гидросистемы - резиновую прокладку, кото-
рая плотно прижимается к острой кромке седла на крмпке 4 и предотвращает
проникновение воздуха в гидросистему.
Аварийная система торможения основных колес шасси
При отсутствии давления воздуха в баллонах основной системы или
неисправности основной системы торможения, торможение основных колес
осуществляется от аварийной системы торможения. Носовое колесо аварийно-
го торможения не имеет. Управление аварийным грможением основных колес
может производиться как из передней, так и из задней кабин.
Система аварийного торможения состоит из редуктора РВ-5ОМ, редук-
ционного клапана УП-25/2, установленного в передней кабине, редукцион-
ного клапана УП-25/2, установленного в задней кабине, челночного клапана
563300М и двух аварийных клапанов 563600М.
Аварийное торможение из передней кабины (см.рис.142) осуществляет-
ся движением на себя от отказа тяги с надписью на рукоятке "АВАР.ТОРЫОК.".
При этом откроется клапан УП-25/2 (17). Воздух из баллонов аварийной сис-
темы через редуктор РВ-5ОМ (3) и редукционный клапан УП-25/2 (17) будет
264
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
поступать к аварийному клапану 563600 I и далее по трубопроводу к тормозам
колес КТ-92Б основных стоек шасси с плавным нарастанием давления до
17,5^,5 кг/см2 в зависимости от степени нажатия на толкатель УП-25/2. Для
растормаживания колес необходимо закрыть редукционный клапан УП-25/2, пос-
тавив ручку "ABAP.TOPMOZ." в исходное положение. Воздух из тормозов страв-
ливается через УП-25/2 в кабину.
Редукционный клапан УП-25/2
Редукционный клапан УП-25/2 (рис.155) служит для обеспечения плав-
ной подачи редуцированного давления в тормоза основных колес при аварийном
торможении.
Рис.155. Редукционный клапан УП-25/2
1-толкатель; 2-редукционная пружина; 3-мембранный поршень-
сильфон; 4-корпус; 5-клапан выпуска; 6-клапан впуска; 7-шту-
цер входной; 8-штуцер выходной.
Плавность подачи тормозного давления из аварийной системы,при вы-
тягивании рукоятки с надписью "ABAP.TOPUQX." на себя,обеспечивается обжа-
тием пружин толкателя от системы рычагов.
Принцип работы редукционного клапана УП-25/2 аналогичен работе кла-
пана ПУ-7. В отличие от клапана ПУ-7 редукционный клапан УП-25/2 имеет
вместо резиновой чулочной мембраны (см.рис.144, поз.2) мембранный поршень -
сильфон 3.	*
265
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
На рис.156 дана схема действия крана УП-25/2.
Рис.156. Схема работы клапана УП-25/2
а-тормозная магистраль сообщается с атмосферой; б-тормозная
магистраль замкнута; в-подача воздуха в тормозную магистраль.
Размещение агрегатов систеш торможения
колес шасси
Редукционный клапан ПУ-7 с системой рьмагов и цилиндр автоматическо-
го торможения смонтировг ы на общем кронштелне, который установлен в
передней кабине на ложном полу около шпангоута № 6 справа. Дифференциал
ПУ-8 установлен на ложном полу у шпангоута N? 6 слева.
Редукционные ускорители УП-24/2 установлены в нишах основных колес.
Редукционный ускоритель УП-24/1 установлен в нище носовой стойки шасси
между шпангоутами № 5 и 6. Кран торможения носовой стойки УП-33/1 установ-
лен в передней кабине за приборной доской, с левой стороны, около шпангоу-
та Л? 7.
Выключатель УП-22 размещен на шпангоуте К0 6, внизу, справа.
Электромагнитные сервоклапаны УП-53/1-М установлены в крыльях в ни-
шах стоек, а аварийные клапаны основных колес 563600А расположены на ниж-
ней части щитков основных стоек ласси.
Редуктор системы аварийного торможения PB-5OU установлен в задней
кабине за приборной доской, на шпангоуте К? 10, справа.
Редукционные клапаны УП-25/2 установлены в передней кабине за прибор-
ной доской, у шпангоута К0 7 слева;в задней кабине за приборной доской на
шпангоуте № 10, слева.
266
Управление самолетом
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. С\М0 ЧЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава восьмая
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
1, ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Управление самолетом производится по трем осям с помощью систем:
управления стабилизатором, управления элеронами и управления рулем напра-
вления. В систему управления стабилизатором и элеронами встроены рулевые
агрегаты РАУ-107А автопилота АП-155.
Управление самолетом сдублировано и может осуществляться как из пе-
редней кабины, так и из задней. Система управления самолетом выполнена из
жестких тяг и качалок.
Управление стабилизатором и элеронами осуществляется от ручек уп-
равления, установленных в обеих кабинах. В системе управления стабилиза-
тором установлен бустер стабилизатора, который передает движение одновре-
менно на обе половины стабилизатора. В системе управления элеронами уста-
новлено два бустера элеронов.
Бустеры стабилизатора и элеронов включены в систему управления по
необратимой схеме и полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие
от аэродинамических сил на плоскостях управления.
Питание бустера стабилизатора осуществляется от бустерной и основной
гидросистем. В аварийных условиях (при отсутствии давления в обеих гидро-
системах) питание бустера стабилизатора обеспечивается насосной станцией
НП-27Т, а бустеры элеронов работают как жесткие тяги.
Для имитации усилий на ручках управления в системах управления ста-
билизатором и элеронами установлены пружинные загрузочные механизмы.
Для того чтобы на скоростях, близких к скорости звука, и на малых
высотах эффективность стабилизатора не была чрезмерно высокой, в системе
его управления установлена автоматика АРУ-ЗВУ. Автоматика изменяет пере-
даточные отношения от ручек управления к стабилизатору для снижения диапа—
267
_____	ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
зона его отклонений и от ручек управления к пружинному загрузочному меха-
низму для изменения загрузки ручек. Снятие усилий с ручек управления осу-
ществляется механизмом триммерного эффекта МП-1ООМТ, который выполняет
роль аэродинамического триммера.
Для сн.'Т’Ия давящего или тянущего усилия переключатель на ручке уп-
равления смещается в направлении "ОТ СЕБЯ" или "НА СЕБЯ"; при этом электро-
механизм МП-1ООМТ включается, изменяя натяжение пружин загрузочного меха-
низма, вследствие чего с ручки управления снимаются усилия. Управление ме-
ханизмом "триммерного эффекта" может осуществляться как из передней, так
и из задней кабин.
Для монтажа и осмотра бустеров в обшивке Фюзеляжа и крыла имеются
съемные лючки и съемный грот киля.
В системе управления элеронами установлен механизм нелинейного изме-
нения передаточного отношения от ручек управления к элеронам, который обес-
печивает нормальную поперечную управляемость самолета при больших скоростях
полета, когда элероны становятся чрезмерно эффективными.
Для повьшения безопасности и в целях упрощения пилотирования самоле-
та в системе управления элеронами и стабилизатором установлен двухканаль-
ный автопилот по крену и тангажу АП-155.
Управление рулем направления осуществляется от педалей, установленных
в обеих кабинах, без бустера. На рис.158 показана конструкция центральных
узлов управления в передней и задней кабинах.
Ручки управления рис. 157 и педали каждой из кабин смонтированы на
общих кронштейнах из магниевого сплава.
Вся система качалок и тяг, связывающая ручки и педали управления в
кабинах учлета и инструктора, закрыта дополнительным полом для защиты от
попадания посторонних предметов и грязи. В местах вывода тяг из кабинного
отсека установлены герметизирующие устройства.
2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРОМ
Продольное управление самолетом осуществляется управляемым стабили-
затором. Управление жесткое, представляет собой систему жестких тяг и ка-
чалок, передающих движение от ручек управления, установленных в передней
и задней кабинах, к управляемому стабилизатору через бустер (рис.159).
Применение управляемого стабилизатора вместо руля высоты объясняет-
ся тем, что на сверхзвуковых скоростях полета эффективность руля высоты
снижается, его отклонение уже не вызывает необходимого изменения подъемной
268
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САЛОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
силы горизонтального оперения.
Маневренность самолета с рулем высоты на сверхзвуковых скоростях
ухудшается, особенно на больших высотах. Применение управляемого стабилиза-
тора там сто руля высоты провело к улучшению маневренности. Однако на тех
режимах полета, где эффективность руля высоты была достаточной (скорости,
близкие к скорости звука яа малых высотах), эффективность управляемого
стабилизатора'оказалась чрезмерно высокой. Для снижения эффективности уп-
равляемого стабилизатора на тех режимах, где она чрезмерна, на самолете
установлена автоматика регулирования АРУ-ЗВУ, которая имеет следующие о*«*
бенности:
Рис.157. Ручка управления самолетом в передней и задней
кабинах
1-кнопка демпфирования сетки прицела; 2-кнопка выключения авто-
пилота АП-155; 3-переключатель механизма "триммерного эффекта’’;
4-кнопка включения режима "ПРИВЕДЕНИЕ В ГОРИЗОНТ"; 5-кнопка
стрельбы с галеткой (в задней кабине кнопки 1 и 5 заглушены);
6-кнопка сброса бака.
1.	На высотах до 4500 м регулирование зависит только от скорости по-
лета. При этом на приборных скоростях менее 455 км/час и более 992 км/час
сохраняется постоянные значения передаточных отношений ручка-загрузочный
механизм и ручка-стабилизатор, соответствующие максимальным или минималь-
269
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА . САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
г&ш углам отклонения стабилизатора. *
2.	При полетах на высотах от 4500 до 10000 м автоматика работает как
в функции скоростного' напора, так и в функции высоты полета.
Вводимая коррекция по высоте учитывает изменение устойчивости и уп-
равляемости самолета с ростом полетных значений числа М и падения эффектив-
ности стабилизатора. С ростом высоты уменьшается диапазон работы автомати-
ки по скоростному напору. Загрузка ручки уменьшается, а отклонение стаби-
лизатора по отклонению ручки увеличивается.
3.	На высотах более 10000 м независимо от скорости полета, а такке на
приборной скорости менее 455 км/час независимо от высоты, шток исполни-
тельного механизма АРУ-ЗВУ устанавливается на большое плечо; при этом пе-
редаточное отношение ручка-загрузочный механизм и ручка-стабилизатор со-
ответствуют минимальной загрузке ручки и максимальным углам отклонения
стабилизатора,
4.	Контроль за работой АРУ-ЗВУ в кабине осуществляется по указателю и
световому сигналу в табло Т-4У2 "СТАБИЛИЗ.ПА ПОСАДКУ". При полетах на при-
борных скоростях 455 км/час (на всех высотах), а также на высоте 10030 м
и более и на посадке шток АРУ должен находиться на большом плече, при этом
в табло Т-4У2 должен гореть сигнал "СТАБИЛИЗ.НА ПОСАДКУ". В случае выхода
из строя управляющего блока АРУ-ЗВУ возможно поочередное управление АРУ-ЗВУ
вручную как из передней, так и из задней кабин.
В систему управления стабилизатором кроме того, включены следующие
агрегаты (рис.159):
а)	бустер стабилизатора (8), включенный в систему по необратимой схеме
и передающий движение одновременно на обе половины стабилизатора;
б)	механизм "триммерного эффекта МП—100ЫТ (6), снимающий усилия о ручек
управления в желаемом направлении;
в пружинный загрузочный механизм (7), служащий для имитации аэродина-
мических нагрузок на ручках управления;
»Диапазон зон скорости и высоты срабатывания системы АРУ
указаны по номинальным данным. При изготовлении автомати-^
ки АРУ и для эксплуатации на эти зоны установлены допуски,
которые указаны в инструкции по эксплуатации.
270

авления в передней и задней кабинах
I.	Педали управления рулой направления в передней кабине.
2.	Кожух ручки управления передней кабины.
3.	Выводная колонка управления педалями из передней кабины.
4.	Тяга руля направления, идущая из передней кабины.
5.	Педали управления рулем направления в задней кабине.
6.	Винт регулировки педалей под рост летчика в передне/ и задней кабинах.
7.	Выводная качалка управления педалями из задней кабины.
8.	Тяга управления рулем направления из задней кабины.
9.	Общая колонка управлесия рулем направления.
10.	Тяга и качалка управления рулем направления.
II.	Герметизация тяг руля направления при выходе из кабин.
12.	Качалка и тяга руля направления.
13.	Ручка управления самолетом в передней кабине.
14.	Тяга управления сгабих езатором, идущая из передней кабины к обще;; кача;
-5. Ручка управления самолетом в задней кабине.
16.	Тяга управления стабилизатором, идущая от ручки управления в задней кабп:
общей качалке.
17.	Общая качалка управления стабилизатором.
18.	Тяга и качалка управления стабилиз тором.
19.	Герметизация тяг управления стабилизатором при выходе их из кабины.
2С. Качалка и тяга управления стабилизатором. 
21.	Выводная качалка управления злепонаш: в передней кабине.
22.	Загрузочный механизм правления элеронами в передней кабине.
23.	Тяга и качалка управления элеронами в передней кабине.
24.	Тяга управления элеронами, идущая к нелинейному геханизму.
25.	Выводная качалка управления элеронами в задней кабине.
26.	Тяга управления элеронами.
27.	Колонка управления Элтонами.
28.	Тяга управления элеронами, идущая к нелинейному механизму.
29.	Нелинейный механизм управления элеронами.
30.	Тяга управления элерон ши, выходящая из нелинейного механизма.
31.	Герметизация тяг управления элеронами при выходе из кабин.
32.	Качалка управления элеронами.
33.	Рулевой агрегат РАУ-1С7А автопилота M1-I55.
34.	Колонке управления эл-оонами, передающая движение в левую и правую консоли
крыла.
35.	Тяги управления элерон ми, выходящие в левую и правую консоли крыла.
36.	Пружинные захваты.
37.	Кнопка сброса бака.
38.	Рычаг тормокения колес шасси.
39.	Кнопка стрельбы с гашеткой.
40.	Кнопка демпфирования сетки прицела.
41.	Кнопка выключения автопилота.
42.	Переключатель ПК-4 триммерного аффекта.
43.	Кнопка включения режима "Приведение".
44.	Никровыключатели 1Ш-5 по продольному каналу.
45.	Иикровыключатели UH-5 по поперечному каналу.
Место Л
Рис. 159. Система управления стабилизатором
I - центральный узел системы управления самолетом в передней кабине; 2 - ручка управления <
системы управления в задней кабине; 4 - ручка управления самолетом в задней кабине; 5 - ai
управления стабилизатором; 7 - механизм "триммерногс аффекта" МП-100МТ; 8 - бустер БУ-210Б;
Д-703 управления противопсмпажными створками; II - гермсвывод тяги на шпангоуте № 13; 12 -
усилия тангажа.
Место Л
управления стабилизатором
редней кабине; 2 - ручка управления самолетом в передней кабмне; 5- центральный узел
аия самолетом в задней кабине; 5 - автомат АРУ ЗВУ; б - загрузочный механизм в системе
ЭДекта” МП-1ОСМТ; В - бустер БУ-210Б; 9 - балка крепления стабилизатора; 10 - датчик
|овывсд тяги на шпангоуте й 13; 12 - рулевой агрегат РАУ-107А; 13 - контактный датчик
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
г) датчик усилий (13) служит для коммутации электрических цепей авто-
пилота АП—155, дублируя работу тангажных концевых микровыключателей, ус-
тановленшх в ручке управления самолетом, а также для включения механиз-
ма МП-10ОЫТ при работе автопилота АП-155 в режиме "ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОН-
ТУ";
д) рулевой агрегат РАУ-107 А (тангаж) (12) является исполнительным ме-
ханизмом автопилота АП-155, служащий для перемещения золотников бустера,
тем сашм отклоняет стабилизатор.
На рис.160 показана кинематическая схема управления стабилизатором.
Рис.160. Кинематическая схема управления стабилизатором
Автоматика регулирования управления АРУ-ЗВУ
Автоматика АРУ-ЗВУ служит для автоматического изменения передаточ-
ного отношения от ручек управления к стабилизатору для снижения или повы-
шения диапазона его отклонений и одновременно к пружинному загрузочному
механизму для уменьшения загрузки ручек в зависимости от скоростного на-
пора и высоты полета по специальному закону.
В случае отказа цепей автоматического и ручного управления автома-
тикой системы управления стабилизатором, при любом положении штока испол-
нительного механизма, обеспечивается продолжешн полета и совермение по—
садки на аэродром с ограничениями, оговоренными в специальшх инструкциях
летчику.
В комплект автоматики АРУ-ЗВУ входят:
-	управляющий блок;
271
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
-	исполнительный механизм;
-	два указателя положения штока исполнительного механизма.
Исполнительный механизм установлен в хвостовой части йюзеляжа в гро-
те киля. Управляющий блок установлен в задней кабине, указатели размещены
в передней и задней кабинах.
Управляющий блок, воспринимая динамическое и статическое давление от
ПВД, выраб г? вает программу регулирования по данным измерению! текущих зна-
чений скоростного напора и высоты и выдает управляощий сигнал на исполни-
тельный механизм.
Управляющий блок состоит из: датчика скоростного напора МРД-1О6,
который преобразует скоростной налог от систеша ПВД в электрическое напря-
жение; датчика высоты КРД-126, который преобразует статическое давление от
смстеш ПВД в электрическое напряжение; поляризованного реле РПС, которое
суммирует сигналы скоростного напора, статического давления и обратной свя-
зи и в случае их рассогласования выдает управляющий сигнал на силовые ре-
ле; двух силовых реле РС-3, которые усиливают мощность сигнала от поляри-
зованного реле к электродвигателю исполнительного механизма.
Исполнительный механизм (рис.161) отрабатывает управляющие сигналы
в виде перемещения штока для изменения передаточных чисел от ручек к стаби-
лизатору и загрузочному механизму и передает сигнал обратной связи о поло-
жении штока на управляющий блок и указатели положения.
Исполнительный механизм состоит из электромеханизма поступательного
действия МП-IOOUT.преобразующего сигнал силовых реле в механическое пере-
мещение штока исполнительного механизма: потенциометра обратной связи,
преобразующего механическое перемещение штока исполнительного механизма
в электрическое напряжение для получения сигнал^ обратной связи, подавае-
мого на поляризованное реле, и потенциометра указателей положения, преоо-
разующего механическое перемещение штока исполнительного механизма в
электрическое напряжение для получения сигнала на указателях положения.
Указатели положения АРУ устанавливаются в передней и задней кабинах
и дают показания в диапазоне изменения скорости от 455 до 992 км/час и
высот от 4500 до 10000 м- Указатель в передней кабине расположен на верх-
нем левом щитке над приборной доской, в задней кабине - на приборной дос-
ке.
Указатель (рис.163) имеет две шкалы. Одна шкала показывает работу
автоматики в зависимости от изменения скорости полета, а вторая - в зави-
симости от изменения высоты. На наружной шкале указаны (по часовой стрелке)
значения скорости, на внутренней шкале (против часовой стрелки) - значения
высоты.
272
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.161. Исполнительный механизм автоматики АРУ-ЗВУ
1—электромеханизм МП—100МТ; 2-шток; 3—потенциометр обратной
связи; 4—потенциометр указателей положений; 5—загрузочный ме-
ханизм; 6-ось вращения  крепления исполнительного механизма
АРУ-3ВУ; 7-тяга, идущая к бустеру.
По показаниям указателя летчик (учлет) судит о правильности выпол-
нения автоматикой закона регулирования следующим образом:
а)	в полете до приборной скорости 455 кц/час (т.е. до начала работы ав-
томатики АРУ—ЗВУ) стрелка указателя стоит на левом упоре;
273
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САЖОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
б)	в полете на высотах от 0 до 4500 м и приборных скоростях полета от
455 до 992 км/час стрелка перемещается по шкале скорости  ее показания
примерно совпадают с показаниями указателя скорости; при скоростях больших
992 км/час стрелка остается на правом упоре;
в)	в полете на высотах от 4500 до 10000 м и приборных (скоростях от 455 до
992 км/час стрелка указателя положения перемещается по шкале прибора, а от-
метки высоты полета указываются на внутренней оцифровке;
г)	в полете на высотах от 10000 м и выпе вне зависимости от приборной
скорости полета стрелка указателя положения остается на левом упоре. Левый
упор стрелки соответствует взлетно-посадочному положению автоматики АРУ-ЗВУ
(большое плечо на бустер) и контролируется, кроме указателей, сигнальными
лампами на табло Т-4У2 на приборных досках. При смещении штока исполнитель-
ного механизма из положения большого плеча в сторону малого плеча сигналь-
ные лампы на табло Т-4У2 гаснут.
Показания указателя положения при правильной работе автоматики АРУ-ЗВУ
совпадают с показаниями указателей скорости и высоты полета только у земли
(+15°С) при статическом давлении на уровне моря 760 мм рт.ст. Во всех ос-
тальных случаях показания указателя положения АРУ и пилотажных приборов не
совпадают, причем особенно заметными являются расхождения по шкале высоты.
Поэтому указатель положения АРУ-ЗВУ служит только для общей ориентировки
летчика в работе автоматики.
Агрегаты автоматики взаимодействуют согласно схеме, приведенной на
рис.162 следующим образом:
а)	при изменении (росте или снижении) скорости или высоты электрическое
напряжение с датчиков подается на обмотки поляризованного реле РПС;
б)	при увеличении тока в обмотках реле РПС до величины равной току сра-
батывания поляризованного реле, центральный контакт реле замыкается с одним
з епз боковых контактов;
в)	замыкание центрального контакта с боковым, в поляризованном реле
включает одно из силовых реле РС-3;
г)	при срабатывании реле РС-3 включается электродвигатель электромеха-
низма МП-100ЫТ и одновременно растормаживается его муфта;
д)	электродвигатель механизма МП—100UT перемещает исполнительный шток
механизма АРУ-ЗЗУ и этим, во-первых, изменяет передаточное отношение от ру-
чек к стабилизатору и пружинному загрузочному механизму и, во-вторых, пере-
мещает движки потенциометров обратной связи и указателя положения;
е)	электрический ток с потенциометра обратной связи подается на обмотку
поляризованного реле РПС, создавая в ней ток, противоположный по знаку то-
ку датчика;
274
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рис.162. Взаимодействие агрегатов АРУ-ЗВУ
ж)	при достижении равенства или небольшого превышения тока обратной
связи над током датчика контакты реле РПС размыкаются;
э)	размыкание контактов реле РПС выключает силовые реле РС-3 и этим
обесточивает электродвигатель механизма МП-ЮОМТ и его тормозную муфту,
которая энергично останавливает исполнительный шток.
Таким образом, работа автоматики АРУ-ЗВУ протекает отдельными вклю-
чениями ("ступеньками") при плавном изменении скоростного напора или высоты
полета в пределах закона регулирования. Число включений в диапазоне регули-
рования по скоростному напору и высоте полета подобрано с таким расчетом,
чтобы они минимально ощущались летчиком во время полета, а режим работы ре-
лейных устройств автоматики был бы наименее напряженным.
Как видно, из рис.164 положение штока исполнительного механизма в
точках 1-3 соответствует малым приборным скоростям и высотам полета более
10000 м вне зависимости от приборной скорости: загрузка ручек управления
минимальная, а отклонение стабилизатора максимальное.
Положение штока исполнительного механизма в точках 2-4 соответствует
275
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Средства контроля
АВТОМАТИКИ ЯРУ
Ре жм мы
полета
СТРЕЛЯЯ
ИЯ ЛЕВОМ УПОРЕ
^IcthwwulI
|ии посяаст =
ммгтраяы* ммнм
в тмло Т-«е
ГОРИТ
1 Полет wVap менее
455 гм/час м «СЕК
высотах
2. Полет на Vn? более
455 КМ/ЧАС мн ВЫСОТЕ
1(Л?ы я ВЫШЕ.
3 При заходе на
посадку.
СТРЕМЯ
МПРАВОМ УПОРЕ
стявилиз
ня лосядп
КМТРОЛЫМВ лямм
 тлела Т-4М2
НЕ ГОРИТ
Полет иа Vnp
БОЛЕЕ 9Я КМ/ЧАС
МА ВЫСОТАХ ОТ
О до45*км
стявял»
МПКЯДКУ
ШКАЛЫ
Полет ня Vn₽
БОЛЕЕ 750 КМ/ЧАС
НА ВЫСОТЕ 7 км
Рже. 163. Указатель положения АРУ-ЗВУ.
а - стрелка указателя положения на левом упоре. Контрольные лампы в
кабинах на табло Т-4У2 горят. Режимы полета: I. V«₽ менее 455 км/час
на всех высотах; 2.Vi* более 455 км/час на высоте I0_q ?км и выше;
3. заход на посадку; б - стрелка указателя положения на правом упоре.
Контрольные лампы на табло Т-4У2 не горят. Режим полета: Vnp более
992 км/час на высотах от О до 4,5*0,5 км; в - стрелка указателя в
среднем положении. Контрольные лампы в табло Т-4У2 не горят.
Режим полета: Vnp более 750 км/час на высоте 7 км.
276
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
большим приборным скоростям на высотах от 0 до 4500 м. При этом загрузка ру-
чек максимальная, отклонение стабилизатора минимальное. На промежуточных вы-
сотах от 4500 м и вьипе автоматика работает как в функции высоты полета, так
и в Функции скоростного напора (с преобладающей зависимостью от высоты поле-
та) .
При достижении максимальной высоты и приборной сковости, большей
конца регулирования, исполнительный шток останавливается, несмотря на даль-
нейший рост скорости. Отработка автоматикой закона регулирования протекает
не плавно, а прерывисто, короткими импульсами (заштрихованная дорожка на
рис.164) и контролируется указателями положения АРУ, а в крайнем исходном
положении лампочками на табло Т-4У2 в передней и задней кабинах.
3
Яолол&ние. сооггАтствунзща
__ . ш Н* гонцу работы лг&анижа
или ж началу
~Г> / ? Z /'Л /77/7771
'0+S.Okm
Si
Oct, брсяцетл яеханиама

$
Ih
Минииальнов за,
/уче* уую/лвм/В
ЛЫсынаъяао за&>уз№
г* уараЛлвнив
Рис.164. Схема работы автоматики АРУ-ЗВУ
Управление исполнительным механизмом может осуществляться как авто-
матически, так и вручную. Ручное управление может осуществляться как из
передней, так и из задней кабины.
Включение систешл производится двумя АЗС с надписями "АВТОЫ.УПРАВЛ.
ДРУ" и ’ТУЧНОЕ УПРАВЛ.АРУ", расположенными на правом пульте в передней ка-
бине.
В системе управления стабилизатором рис.165 действуют следующие
электрические связи:
1.	Автоматическое управление механизмом АРУ-ЗВУ от управляющего блока
(включено на все впемя полета).
2.	Ручное управление механизмом АРУ-ЗВУ, включаемое в случае отказа
автоматического управления.
3.	Управление механизмом "триммерного эффекта”, осуществляется переклю-
277
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
пателеи на ручке управления самолетом.
Взлетно-посадочное положение автоматики, как сказано выпе, контро-
лируется сигнальными лампами с надписью "СТАВИЛ.НА. ПОСАДКУ" на табло Т-4У2,
расположенными в центре приборных досок передней и задней кабин. Радом со
щитками имеются надписи: "НА ПОСАД.ЛАМПА НЕ ГОРИТ, ПЕРЕК.АРУ НА МАЛ.СКОР.".
Нормально автоматика АРУ-ЗВУ не требует вмешательства летчика в по-
лете. Однако, на случай отказа цепей автоматического управления предус-
мотрено управление перемещением штока исполнительного механизма вручную
нажимным переключателем из передней или из задней кабины.
Переключение управления с автоматического на ручное из передней ка-
бины осуществляется переключателем с надписью "АРУ АВТОМ.", "РУЧНОЕ". Пе-
реключатель установлен на верхнем левом щитке приборной доски передней ка-
бины.
Нормально переключатель рода работы АРУ-ЗВУ установлен в положение
"АРУ АВТОМ." и законтрен в этом положении проволокой. При этом исполнитель-
ный механизм работает автоматически от управляющего блока АРУ-ЗВУ.
При установке переключателя в положение "РУЧНОЕ" снимается питание
с блока автоматического управления и электромеханизм МП-1ООЫТ непосредст-
венно управляется (переводится с большого плеча на малое) вручную нажим-
ным переключателем с надписью "БОЛЬШ.СКОРОСТЬ" - "МАЛАЯ СКОРОСТЬ", установ-
ленным на верхнем левом щитке приборной доски передней кабины. При этом
продолжают работать указатели положения и цепи сигнализации, позволяя как
учлету, так и инструктору устанавливать необходимое для полета положение
штока исполнительного механизма.
Управление автоматикой из задней кабины осуществляется переключа-
телем, установленным на левом пульте. Переключатель имеет два положения:
"РУЧНОЕ 2 КАБ" и "1 КАБ". При установке переключателя в положение "1 КАБ"
управление автоматикой может осуществляться только из передней кабины пе-
реключателем АРУ с надписью "АВТОМ.", "РУЧНОЕ". При установке переключате-
ля в положение "РУЧНОЕ 2 КАБ" управление автоматикой из передней кабины
полностью отключается, а управление из задней кабины осуществляется только
вручную при помощи нажимного переключателя с надписью "МАЛАЯ СКОР.",
"БОЛЬШ.СКОР.".
Бустер БУ-210Б
Предназначен для снятия усилий от аэродинамической нагрузки стаби-
лизатора.
278
Левый пульт В ладней кабине
/А
Щиток
В задней кабине
Ручка управления
В обеих кабинах
\Ц кабина инструкторе^
f6
'3
/Пабло Т-4У2
S обеих кабинах
fypoCfenue ЯРу)
ярч-зг
Щиток В лфххк/ей кабине
Рис. 165. Электрически
нейтрального пояснения механизма "триммерного
пояснения АРУ-ЗВУ в табло Т-4У2; г - сигнализ
в
г
д
е
ж



а - сигнализация
в - сигнализация
АРУ-ЗВУ; е - обратная связь АРУ-ЗВУ; х - управляющий сигнал АР
I-световой сигнал положения АРУ-ЗВУ на табло Т-4У2; 2-с.’,"овой
эффекта"на табло Т.-4У2; 3-переключатель механизма "тримыернсго
эффекта" с передней кабины на заднюю; 5-трубка ПВД; 6-указател
8-исполнительный механизм АРУ-ЗВУ; 9-пружинный загрузочный мех
IL-буотер стабилизатора; 12-переключатель "Скорость АРУ" из по
_с автоматического управления АРУ-ЗВУ на ручное в передней каби
кабины на заднюю в задней кабине; 15-переключатель АРУ-ЗВУ из :
^ТРПИЛота РАУ-107А-Т; 17-релейно-усилительный блок РУБ-155Т.
'.й кабине
Рис. 165. Электрические овязи системы управления стабилизатором
трального пояснения механизма "триммерного аффекта"; б - управление механизмом "триммерного эффекта";
женин АРУ-ЗВУ в табло Т-4У2; г - сигнализация положения АРУ-ЗВУ на указателе; д - ручное управление
I связь АРУ-ЗВУ; ж - управляющий сигнал АРУ-ЗВУ.
юкения АРУ-ЗВУ на табло Т-4У2; 2-с.- г ’овой сигнал нейтрального положения механизма "триммерного
2; 3-переключатель механизма "триммерного эффекта"; 4-переключатель управления механизмом "триммерного
абины на заднюю; 5-трубка ПВД; 6-указатель положения АРУ-ЗВУ в передней кабине; 7-блок управления АРУ-ЗВУ;
низм АРУ-ЗВУ; 9-пружииный загрузочный механизм; 10-электродвигатель "триммерного эффекта" МП-1ООМ;
ра; 12-переключатель "Скорость АРУ" из положения "Больш" в "Малая" в передней кабине; 13-переключатель
авления АРУ-ЗВУ на ручное в передней кабине; 14-переключатель ручного управления АРУ-ЗВУ о передней
дней кабине; 15-переключатель АРУ-ЗВУ из положения "Малая скор" в "Больш.скор"; 16-исполнительный механизм
; 17-релейно-усилительный блок РУБ-155Т.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Максимальное усилие, развиваемое бустером
на выходной качалке при давлении 210 кг/см^ в
обеих гидросистемах и скорости равной нулю ...... не менее 3500 кг
Рабочий ход исполнительного штока ......... 70(^35) мм
Скорость перемещения исполнительного штока
без нагрузки и давлении в обеих системах
210 кг/см^  ..................................      49*61	мм/сек
Давление на сливе ..........................  4	кг/см^(кратковремен-
но до 18 кг/см^)
Ход распределительных золотников, приведен-
+0 5
ный к месту соединения с самолетной тягой........ 4 * мм
Зона нечувствительности..................... не	более 0,4 мм
Принципиальная схема бустера БУ-210Б приведена на рис.166. По прин-
ципу действия бустер является гидромеханическим агрегатом со следящей сис-
темой. управления. Каждая гидросистема в бустере имеет распределительное и
исполнительное устройство.
Распределительное устройство состоит из плоского поворотного золот-
ника. Золотники 5 и 5Д обеих гидросистем жестко связаны между собой в еди-
ном распределительном устройстве и работают синхронно.
Исполнительное устройство представляет собой сдвоенный цилиндр 9,
имеющий общий шток 4 с двумя поршнями. Одна из систем бустера питается
рабочей жидкостью от основной системы самолета, другая - от бустерной.
Принципиальная схема работы плоских поворотных золотников бустера
приведена на рис.166. Отверстия в распределительном диске 5 (золотнике)
с нижней стороны закрываются плоской шайбой 12. Силой давления рабочей
жидкости и усилием пружины 16 плоская шайба посредством плунжера 15, ша-
рика 14 и опорной шайбы 13 прижимается к опорному кольцу 11.
Распределительный диск 5 может поворачиваться на некоторый угол от-
носительно крыпки 10. В среднем положении золотник разобщает между собой
полости втулок А и пазов Б, в крышке и запирает рабочую жидкость в по-
лос ях цилиндра. То же относительно к другому, синхронно работающему золот-
нику и полостям двухкамерного цилиндра; исполнительный шток гидроусилителя
остается неподвижным. При повороте золотников в одну из сторон из среднего
положения в каждом из них открываются две рабочие (дросселирующие) шели
В (В ) и Г (Г^'. Гели соединяют одни полости двухкамерного цилиндра с ка-
налом подачи, а другие - с каналом слива. Поршни давлением рабочей жидкос-
ти перемещаются в одну сторону, вытесняя жидкость из других полостей на
слив.
279
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
от ручки
управления
Принципиальная гидравлическая схема бустера -2/05
8Д € 7Д
К управляемым
'поверхностям
Слив (основ-
над система)
___ подача (основ-
ная системе)
М____________
~131й8еяяе1ииии1
ЖшА\
//ринцилиальиая схема аботы плоского золотника бустера БУ-2/0Б
Подача/бус-
терная сис-
тема)
_ Слив (бусто»-
над система)
Золотник в
Сечение поС-С
Сечение по Б~Б
Л	Живность, поступающая Sрабочую
ж=жя п лосн цилиндра '
х=хЖидмхжчу сливаемая из полости цилиндра
----Рабочая жидкость под до&тнием подачи
----жионость, ущая на слив
Рис. 166. Бустер БУ-210Б
I-выходная качалка; 2-ось (болт); 5-ричаг управ-
ления; 4-исполнительный шток; 5,5д-плоские зо-
лотники; 6-кронштейн; 7,7Д-обратные клапаны;
8,8Д-фильтры; 9-цилиндр; 10-распределительная
крышка; II-опорное кольцо; 12-плоская шайба;
13-опорная шайба; 14-шарик; 15-плунжер; 16-пру-
жина; 17-штифт; 18-ролик.
280
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМО ЧЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Поворот золотников в другую сторону от среднего положения ведет к
образованию других пар дросселирующих щелей и движению штока поршней в
противоположную сторону. Неуравновешенное распределение давлений рабочей
жидкости на золотник при изменениях величины рабочих щелей и их закрытии
в значительной степени устраняется с помощью разгрузочных отверстий Д и
д\ что уменьшает трение золотников. В распределительном устройстве гидро-
усилителя золотники жесткой кинематической цепью связаны между собой и с
входным рычагом управления 3 (рис.166). Рычаг управления, при перемещениях
его верхнего конца, поворачивается на оси 2, жестко связанной с исполни-
тельным штоком 4 двухкамерного цилиндра. Угол поворота рычага ограничен
кольцевым зазором S. Если верхний конец входного рычага неподвижен, то ис-
полнительный шток, а следовательно и выходная качалка, будут занимать
такое положение, при котором золотники находятся в среднем положении и за-
пирают рабочую жидкость в полостях цилин
Перемещение верхнего конца входного рычага создает рассогласование
в положениях входного и выходного звена. Угол поворота рычага относительно
выходной качалки определяет угол поворота золотников, величину дросселирую-
щих щелей, а следовательно расход рабочей жидкости цилиндром и скорость
движения исполнительного штока. При остановке верхнего конца рычага испол-
нительный шток, перемещаясь, поворачивает золотники в среднее положение и
прекращает свое движение. Этим осуществляется слежение системы.
В случае падения рабочего давления в одной из гидросистем, гидроуси-
литель продолжает работать на другой системе, при этом максимальное усилие,
которое он может развивать, уменьшается вдвое. Если в этом случае шарнирный
момент стабилизатора превышает максимальное усилие, обратные клапаны 7 и
7Д перекрывают выход жидкости из рабочих полостей цилиндра в магистрали
подачи гидросистем, замедляя просадку исполнительного штока. Рабочая жид-
кость поступает в гидроусилитель через фильтры 8 и 8Д.
Бустер установлен вдоль оси шпангоута № 34 в киле и крепится к бал-
ке киля.
Механизм "ТИТ; ГОРНОГО ЭФФЕКТА" МП-1ООМТ
Механизм "ТРИШ1ЕРНОГО ЭФФЕКТА" ЫП-1ЭОМТ снимает усилия с ручек уп-
равления, смещая по желанию летчика нейтральное положение загрузочного ме-
ханизма, что позволяет осуществить в полете продольную балансировку само-
лета по усилиям.
Вращательное движение электродвигателя механизма "ТРЯММЕРНОГО ЭФ-
ФЕКТА" преобразуется редуктором в поступательное перемещение винта. Винт
281
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
перемещает соединенный с ним корпус загрузочного механизма. Когда корпус
загрузочного механизма, переместится на величину обжатия пружин, нагрузка,
действующая на ручку, • полностью снимается.
Включение питания механизма "ТРИММЕРНОГО ЭФФЕКТА" осуществляется из
передней кабины выключателем с надписью "ТРИМ.ЭФФЕКТ", расположенным на
горизонтальной панели правого пульта..
Механизмом "ТРИММЕРНОГО ЭФФЕКТА" стабилизатора можно управлять как
из передней кабины, так и из задней кабины от переключателей,расположен-
ных на ручках управления самолетом.
Для снятия "ДАВЯЩЕГО" или "ТЯНУШЕГО" усилия с ручек управления пе-
реключатель нажимается в направлении от себя или на себя. При нажатии на
переключатель на одной из ручек управления в передней или задней кабинах
включается электродвигатель МП-1ООМТ механизма "ТРИММЕРНОГО ЭФФЕКТА" и,
выдвигая или вдвигая шток, снимает нагрузки с ручек управления, которая
передается от загрузочного механизма.
При желании инструктор может выключить управление механизмом "ТРИМ-
МЕРНОГО ЭФФЕКТА" в передней кабине, переключив выключатель с надписью
"1 КАБИНА УЧЛЕТА (ТРИММ.ЭФФЕКТ)" - "П КАБИНА ИНСТРУКТОРА", в положение
"П КАБИНА ИНСТРУКТОРА". Этот выключатель расположен на верхнем щитке зад-
ней кабины.
После его выключения можно работать кнопкой механизма триммерного
эффекта на ручке управления в задней кабине.
Сигнализация нейтрального положения механизма "ТРИММЕРНОГО ЭФФЕКТА"
осуществляется световыми сигналами с надписями "ТРИММЕР.ЭФФЕКТ СТ." на
табло Т-4У2 на приборных досках передней и задней кабин.
При нейтральном положении механизма "ТРИММЕРНОГО ЭФФЕКТА" световые
сигналы в передней и задней кабинах должны гореть.
Включение сигнализации нейтрального положения механизма "ТРИММЕРНОГО
ЭФФЕКТА" осуществляется АЗС с надписью "ТРИМ. ЭФФЕКТ", расположенным в
передней кабине на правом пульте.
Пружинный загрузочный механизм
Пружинный загрузочный механизм рис.167 служит для имитации аэроди-
намических усилий на ручках управления пропорционально углам их отклоне-
ния, скорости и высоте полета самолета.
Для снижения чувствительности ручек управления к толчкам от РАУ-1О7А
(тангаж) в систему управления стабилизат ром установлен загрузочный меха-
282
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
28)
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕСИСТЕМЫ
низы с предварительной затяжкой пружин.
Конструктивно загрузочный механизм представляет собой цилиндр 6,
закрытый с одной стороны глухой крышкой 3, имеющей втулки для подсоеди-
нения к качалке, с другой стороны - крышкой 13 с сальником 14, который
служит для защиты внутренней полости механизма от попадания пыли и грязи
при движении iiiti ка. Между стаканами находятся две предварительно сжатые
пружины 7 и 12 различной жесткости.
Предварительное сжатие пружины 12 до величины 16,7 кг создается
с помощью гайки 2, навинчиваемой на хвостовик 1 штока 15. Окончательно
отрегулированная гайка контрится с помощью заклепки. Предварительное
сжатие пружины 7 до величины 50 кг создается с помощью гайки 6, контря-
щейся двумя заклепками.
При отклонении исполнительного механизма А.РУ-ЗН7 шток загрузочного
механизма перемещается относительно корпуса в ту или иную сторону.
При выпуске и уборке штока механизма первой сжимается малая пружи-
на (на ход 3 мм до усилия 50 кг), а затем начинает сжиматься большая пру-
жина.
Чем больше отклонение ручки управления самолетом, тем больше сжа-
тие пружин и тем больше усилие, загружающее ручку. Загрузочный механизм
установлен в хвостовой части фюзеляжа, вверху, между шпангоутами W0 29 и
31А.
Датчик усилий
На ручке управления установлены два тангажных шкровыключателя. Для
дублирования их срабатывания на качалке в зоне шпангоута 14 установлен
датчик усилий (дублирующий контактный датчик) рис.168, в котором имеются
два микровыключателя 5. Срабатывание микровыключателей происходит при пе-
ремещении штока 4 с кулачками. Движение на шток 4 передается от перемеще-
ния вала 12. Пружина 8 зажата между стаканами 9, зазор между которыми,
равный 0,^З^о’ое регулируется гайками 7 и 10. Этот зазор контролирует-
ся через паз в корпусе датчика.
При приложении к болту силы больше 14,5-1,5 кг переместится вал 12,
*0 П2
равный 0,023_л’пс
а пружина сожмется на ход.
мм (на величину зазора). При
этом через качалку 2 переместится шток 4 и своими кулачками замкнет один
микровыключатель.
После снятия силы пружина разожмется, вал займет нейтральное поло-
жение. Обратное срабатывание микровыключателей произойдет при силе той же
величины, но обратного знака.
284
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Лс. 1£В. Дубжрувдмй коятактаы! датчжк
Ъ^юяц 2-ивхалка; 5-ворпус; 4-«ток; ^-юкровыклочатажь; 6-болт;
7-п*ка; 8-ардяяна; 9-стакаи; ID-гайка; П-юшт; 12-®а«.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Ручка управлешя
Рукоятка ручки управления в передней к задней кабинах связана с
основанием ручки при помощи карданного устройства, обеспечивающего "пе-
релом" ручки (рис.169).
Перелом ручки 5 необходим для включения микровыключателей МП-1 (2),
обеспечивающих коммутацию цепей агрегатов автопилота АП-155. Четыре микро-
выключателя МП-1 расположены в корпусе (1) ручки управления по окружности
через 90°. При приложении на рукоятку усилия в пределах 1,1+1, 4 кг по
крену и 1,7+1,9 кг по тангажу рукоятка своей консольной частью 3, нахо-
дящейся внутри корпуса, включает микровыключатель. В зависимости от нап-
равления приложенной нагрузки включается микровыключатель соответствую-
щего канала.
При нагрузках "НА СЕБЯ" и "ОТ СЕБЯ" включаются микровыключатели
продольного канала (тангаж), а при нагрузках "ВЛЕВО" и "ВПРАВО" - микро—
вьключатели поперечного канала (крен).
Возможно совместное включение микровыключателей двух каналов. Эго
происходит при приложении нагрузки под углом 45° к основным направлениям.
Шарнирная рукоятка имеет ход во всех направлениях от оси основания
ручки. Концевые выключатели включаются при усилии на рукоятке в пределах:
продольный канал - 1,7+1,9 кг; поперечный канал - 1,1+1,4 кг. При даль-
ней ем увеличении нагрузки рукоятка работает как одно целое с основанием
ручки.
Величина хода "ПЕРЕЛОМА" ручки регулируется центрирующими упорами 6,
ввернутыми в стенку ручки. В центрирующие упоры вмонтированы обоймы с ша-
риками, нагруженные пружинами, которые обеспечивают установку рукоятки в
нейтральное положение (после снятия усилий с нее) ж размыкание мкроъыклю-
чателей.
X СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕРОНАМИ
Управление элеронами осуществляется как из передней, так и из задней
кабин от ручек управления через жесткую кинематическую связь.
В систему управления злеронами рис.170 включены два бустера БУ-45А
(В), механизм нелинейного изменения передаточного отношения ст ручек уп-
равления к элеронам 6, пружинный загрузочный механизм X рулевой агрегат 7
РАУ—197А (крен) и два микровыключателя 1Ш-1, вмонтированные в ручки управ-
ления.
286
Рис. 169. Ручка управления
I - корпус; 2 - микровыключатель; 3 - консоль; 4 - пружина; 5 — р>
6 - центрирующий упор.
управления
Сечение
Рис. 169. Ручка управления
пус; 2 - микровыключатель; 5 - консоль; 4 - пружина; 5 - рукоятка;
трирующий упор.
s
Рис. 170. Система ул
- центральный узел управления самолетом в передней
кабине; 3 — загрузочный механизм; 4 — центральный уз
5 - ручка управления самолетом в задней кабине; 6 -
7 - рулевой агрегат РАУ-107А; 8 - бустер элерона; 9
Рис. 170. Система управления элеронами
узел управления самолетом в передней кабине; 2 - ручка управления самолетом в передней
точный механизм; 4 - центральный узел системы управления самолетом в задней кабмне;
жия самолетом в задней кабине; 6 - нелинейный механизм в системе управления элеронами;
'ат РАУ-Ю7А; 8 - бустер элерона; 9 - узел подвески элерона.
ПЛАНЕ?, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Бустеры БУ—<51 работают по необратим схеме. Бустеры установлеш в
консолях крыла. Нормально бустеры работают от бустерной гидросистемы. При
отклонена» ручжи управления самолетом вправо или влево учлет или инструктор
перемирят золотник каждого бустера^ при этом шток одного из них выпускает-
ся к отклоняет элерон вверх, * шток другого убирается и отклоняет элерон
ютга.
При отказе бустерной гидросистем! происходит переключение питания
бустеров элеронов БУ—451 на питание от основной систем*. Переключение пи-
тания БУ-451 с бустерной гидросистемы на основную происходит автоматически
при снижении давления в ней до 70±5 кг/см^.
При возрастании давления в бустерной гидросистеме до 100±5 кг/см2
питание БУ-451 автоматически переключается с основной на бустерную гидро-
систему.
В случае отключения бустзров или отказа обеих гидросистем (бустерной
и основной) бустеры выполняет функции жестких звеньев системы управления
элеронами. Рулевой агрегат РАУ-1771 автопилота включен перед бустерами
БУ-451.
Механизм нелинейного изменения передаточного отношения обеспечивает
нормальную поперечную управляемость самолета на тех режимах полета, когда
элероны становятся чрезмерно эффективными, а поперечное управление чувстви-
телыаш и строгим. ПружинмЛ загрузочный механизм создает митацию аэроди-
намических нагрузок на ручках управления, изменяя усилие на них в зависи-
мости от изменения углов отклонения элеронов. При отклонении той или иной
ручки управления через жесткую связь надвигается и убирается шток загрузоч-
ного механизма, увеличивая или уменьшая обжатие пружин и соответственно из-
меняя усилия действующие на ручки.
Ниже приводится более подробное описание отдельных агрегатов систем*
управления элеронами
Бустер БУ-451
Бустер БУ-451 рис. 171 представляет собой гидромеханический агрегат
прецназначенжй для облегчения управления самолетом, так как аэродинаш-
ческие нагрузки на поверхностях управления имеют большие величины. Два
бустера БУ-451 расположены в правой и левой консолях крыла.
Рио. 171. Бустер БУ-45А
а - бустер работ* ot бустерной гидросистемы, исполнительный атом движется вправо; б - буотер работает от основ-
ной гидросистемы при еаклинениои распределительном болотнике (в крайней левом положении). Исполнительный мток
движется влево»
1-Тяга от ручки управления} 2-Качалка; 3-распределительннй еолотник; 4-дублируювдй золотник; 9-втулка;
6-пружина; 7-головка бустера; 8-иариковый клапан) 9-цилиндр; Ю-вток цилиндра; 11-фильтры; 12-клапан пере-
ключения о бустерной гидросистемы на основную; 13-обратный клапан; 14-плунжер; 15-стопор; / -жиклерное
отверстие. '
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСГ НОВКА. СА1.0ЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Основам техн еские данные
Максимальное усилие, развиваемое бустером
при давжеши в гидросистеме 210 кг/см^.........
Рабочий ход исполнительно хэ втока.......
Ход распределительного золотника.........
Зона нечувствительности;..............
Скорость движения исполнительного штока
при давлении в гидросистеме 210 кг/см^.........
не менее 1900 кг
82 мм (по 41 ш от нейтр»
подо*.)
„-0.15
з-о:з “
не более 0,3 мм
100*3° цц/сек
По принципу действия бустер БУ-45А является следящим гидравлическим
агрегатом с жесткой обратной связью. Бустер состоит из распределительного
и исполнительного устройства. |
Распределительное устройство размещено в узле головки 7 и имеет рас-
пределительный золотник 3, который через тяги соединяется с ручкой управ-
ления самолетом, и дублирующий золотник 4, предусмотренный для случая зак-
линивания основного золотника.
Дублирующий золотник выполнен в виде гильзы, в которой помещается
основной золотник. При нормальной работе основного золотника дублирующий
неподвижен. При заклинании основного золотника в том или ином положении
при движении ручки управления дублирующий золотник начинает перемещаться
и обеспечивает распределение жидкости так же, как и основной золотник.
Усилие на ручке в этом случае возрастает вследствие сжатия пружины 6.
Неподвижное положение дублирующего золотника при нормальной работе
основного золотника обеспечивается указанной выше пружиной 6, которая пос-
редством двух втулок 5 выдвигает дублирующий золотник в нейтральное поло-
жение. Основной и дублирующий золотники имеют по четыре буртика.
В проточку между двумя средними буртиками подводится жидкость под
давлением. В нейтральном положении средние буртики перекрывают каналы под-
вода и отвода жидкости к рабочему цилиндру и запирают имеющуюся в обеих
полостях цилиндра жидкость.
При смещении распределительного золотника в ту или иную сторону от
нейтрального положения каналы подвода и отвода приоткрываются, в резуль-
тате чего в одну из полостей силового цилиндра подается жидкость под дав-
лением, а из другой вытесняется поршнем в сливную магистраль.
Перемещение золотника влево от нейтрального положения вызывает пе-
ремещение поршня на такую же величину, перемещение золотника вправо визы-
289
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
вает перемещение поршня влево. Рабочий поршень, перемещаясь адоль оси ци-
линдра, отклоняет через систему рычагов управляемые поверхности.
Таким образом, использование давления рабочей жидкости позволяет
получать большие усилия на исполнительном штоке при затрате незначитель-
ных усилий для управления распределителем.
Гидравлическая система управления бустером является следящей, так
как величина, скорость и направление перемещения исполнительного штока на-
ходятся в прямой зависимости от тех же парметров распределителя. При оста-
новке распределительного золотника прекращается движение исполнительного
штока.
В процессе эксплуатации устойчивая работа бустеров обеспечивается
пологой статической характеристикой, т.е. плавным увеличением скорости
движения поршня в зависимости от величины перемещения золотника. Эго дос-
тигается с помощью лысок на рабочих буртиках золотников.
В конструкции бустера предусмотрен клапан 12, который дает возмож-
ность использовать бустер для работы от основной системы при повреждении
бустерной системы. Этот клапан автоматически отключает бустерную систему
при падении в ней давления и подключает основную систему. Рабочая жидкость
подается к бустеру одновременно от бустерной и основной гидросистем. В том
случае, когда в системах поддерживается рабочее давление, бустер работает
от бустерной системы. Каналы, через которые поступает в агрегат рабочая
жидкость от основной системы, отсекаются буртиками золотника клапана пе-
реключения 12, который в данном случае находится в крадем левом положении.
При температуре жидкости (8Э-9Э°С) клапан переключения должен под-
ключить основную систему при падении давления в бустерной гидросистеме до
85^0 кг/см2 и отключить оснэвную систему при возрастании давления в бус-
терной системе до lOO*^ кг/см2 (при этом перепад давлений при включении
и выключении основной системы должен быть не более 10 кг/см^).
При температуре 11С С разрешается уменьшение номиналов включения и
выключения бустерной и основной систем на 5 кг/см2 при понижении давления
в основной системе соответственно снижению диапазона переключения. При этом
буртики золотника отсекают каналы подачи и слива бустерной системы, а в
бустер поступает жидкость из основной системы и сливается в нее.
Для обеспечения энергичной перекладки золотника клапана переключе-
ния и устойчивого положения его при падении давления в бустерной гидросис-
ТсПС в золотнике предусмотрено жикдерное отверстие/. Через это отверстие
сообщаются годапцая  сливная магистрали бустерной гидросистемы при работе
бустера от основной систеш.
290
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САГ ЭЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
В случав повреждения гидросистемы и падения давления в бустерной и
основной системах обеспечивается автоматический переход гидроусилителя на
ручное (механическое) управление. При этом распределительный золотник сто-
порится в нейтральном положении механическим стопором 15, а полости цилинд-
ров сообщаются между собой и со сливом через клапан 12.
При наличии рабочего давления в гидросистеме плунжер клапана кольце-
вания своими буртиками перекрывает каналы и разобщает полости цилиндра.
При падении давления плунжер клапана кольцевания перемещается под дейст-
вием пружины и открывает каналы,сообщающие полости цилиндра между собой.
Исполнительный шток бустера работает при этом как жесткая тяга.
Отказ гидросистемы (обрыв нагнетающей магистрали, отказ гидронасо-
са и т.п.) может вызвать мгновенную передачу аэродинамической нагрузки от
управляемых поверхностей на ручку управления. Для предотвращения этого яв-
ления в конструкцию бустера введены шариковые противопросадочные клапаны В
и 13.
При падении давления в системах происходит подпитка клапана 12 от
одной из полостей цилиндра, где в этот момент жидкость сжимается от аэро-
динамических сил, приходящих на шток бустера. Только после того как давле-
ние постепенно упадет до 5 кг/см^, клапан кольцевания сообщает полости ци-
линдра, обеспечивая плавный переход на ручное управление. Обратный клапан
13 при этом перекрывает канал подачи, и слив жидкости из полостей цилиндра
осуществляется только через распределительный золотник. Эго способствует
предотвращению мгновенной передачи усилия на ручку управления при внезап-
ном падении давления в системе подачи.
Рабочая жидкость при работе от основной системы поступает в рабочий
цилиндр следующим образом. От штуцера подачи жидкость поступает к клапану
12. Через сверления в клапане и проточку в золотнике клапана, затем по ка-
налам в корпусе головки жидкость направляется к клапану 13, отжимает его,
направляется к плунжеру 14, преодолевая силу пружины, перемещает плунжер
14 и стопор 15 распределительного золотника. При этом плунжер 14 разобщает
полости цилиндра между собой, а распределительный золотник получает воз-
можность перемещаться при воздействии летчика на ручку управления. От плун-
жера 14 рабочая жидкость идет к распределительному золотнику 3 и через ка-
налы в корпусе головки 7 и в дублирующем золотнике 4 поступает в одну из
полостей цилиндра. Одновременно из другой полости цилиндра происходит слив
рабочей жидкости, которая идет к золотнику и через каналы в дублирующем
золотнике и хоопусе головки поступает в сливную магистраль.
291
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Механизм нелинейного изменения передаточного отношения
от ручек управления к элеронам
В системе управления ал фонами установлен механизм нелинейного из-
менения передаточного отношения от ручек управления к элеронам.
Механизм нелинейного изменения снижает чувствительность управления
элеронами при отключенном автопилоте АП-155 на больших скоростях полета.
Этот механизм включен в систему перед буст рами. Снижение чувствительности
обеспечивается увеличением хода ручки управления на единицу угла отклоне-
ния Элеронов.
На больших углах отклонения элеронов-порядка 4-10° - механизм уве-
личивает ход ручек управления практически вдвое по сравнению с линейной
передачей.
Для сохранения необходимого полного отклонения элеронов на тех ре-
жимах полета, где эффективность их действия снижается (посадка, большие вы-
соты) нелинейный механизм примерно обеспечивает линейную зависимость от-
клонения элеронов по ходу ручки.
Механизм нелинейного изменения служит также для снижения усилий на
ручках при небольших углах отклонения элеронов (и ручек управления по кре-
ну) в полете с отключенными бустерами элеронов.
Характеристика системы управления элеронами с нелинейным механиз-
мом, которая показывает отклонение элеронов в зависимости от хода ручек,
приведена на рис. 172.
Конструктивно механизм нелинейного изменения рис.173 состоит из ка-
чалки 1, зубчатого колеса 3, рейки 2, кардана 4, заключенных в общем кор-
пусе 5.Качалка 1 связана с тягами, передающими движение от ручек управ е-
ния и идущими из передней и из задней кабин. При перемещении ручек управ-
ления в передней или задней кабинах в том или ином направлении зубчатые
колеса 3, заделанные в подшипниках качалки 1, обкатываются по рейкам 2,не-
подвижно закрепленным в корпусе 5 винтами. При этом кардан 4, имеющий
эксцентриситет 6,8 мм по отношению к зубчатому колесу 3, жестко связанно-
му с карданом, описывает кривую, что и создает нелинейную передачу на эле-
роны.
Механизм нелинейного изменения установлен в задней кабине, под по-
лом. Крепление корпуса механизма к конструкции фюзеляжа осуществляется
тремя болтами. На входе в корпус тяги управления имеют специальные предо-
292
Л)
VO
Рис. 172. Характеристика системы управления элеронами о нелинейным механиэмом.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САГ КЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
*62
хрд _|ц»кйнргд аимипш >Мм«.
ход шчш» ,1 »128х
От ручки управление
передней кмuMt.
7 От ручки управления
водна) KCfSuMl,
Рис. 173. Механизм нелинейного изменения передаточного
отношения от ручек управления к элеронам
а - нейтральное положение механизма; б - крайнее отклоненное положение механизма - элерон вверх;
в - крайнее отклоненное положение механизма - элерон вниз.
I-качалка; 2-рейка; 3-зубчатое колеоо; 4-кардан; 5-корпус; б-тяга; 7-чехол; 8-кожух.

ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА , САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
хранительные чехлы 7, спереди детали механизма закрыты дуралюминовым ко-
жухом 8.
Пружинный загрузочный механизм
Пружинный загрузочный механизм служит для имитации аэродинамических
нагрузок на ручках управления самолетом, изменяя усилие на них в зависи-
мости от углов отклонения элеронов.
Пружинный загрузочный механизм рис.174 представляет собой цилиндр 3,
внутри которого имеется шток с ушком 8, пустотелый шток 5, два стакана 1 и
6 и две пружины - короткая 2 и длинная 4.
Механизм за ушко 7, ввернутое в цилиндр 3, прикреплен к конструкции
фюзеляжа, а шток с ушком 8 - к ручке управления в передней кабине. При от-
клонении ручки управления загрузочный механизм растягивается или сжимает-
ся. При ходе штока до 2,5 мм сжимается короткая пружина 2, а свыпе 2,5 мм -
длинная пружина 4.
Предварительная затяжка длинной пружины равна сжатию короткой пру-
жины. Чем больше отклонение ручки управления, тем больше сжатие пружины
и усилие, действупцее на ручку. В нейтральном положении загрузочный меха-
низм имеет предварительную затяжку 6 кг. Загрузочный механизм установлен в
кабине учлета слева от центрального узла управления под полом.
Автопилот АП-155
Назначение автопилота
Автопилот предназначен для:
-	повышения безопасности полета на всех режимах от взлета до посадки
(как в простых,так и в сложных метеоусловиях) за счет автоматизации при-
ведения самолета к горизонтальному полету из любого исходного положения,
а также стабилизации любых заданных ручкой управления (из передней или
задней кабины) углов крена и тангажа;
-	повышения эффективности действий летчиков и снижения их утомляемос-
ти за счет демпфирования автопилотом короткспериодических колебаний по
крену и тангажу, а также стабилизации заданного режима полета, включая
заданные углы крена, тангажа, курса и высоты полета.
В состав автопилота входят блоки, вырабатывающие управляющие электри-
ческие сигналы, исполнительные агрегаты, превращающие эти сигналы в меха-
ническое перемещение элементов управления.
295
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Характеристик* работы
ЗАГРУЗОЧНОГО МЕХАНИЗМА
Рис.174. Загрузочный механизм системы управления
элеронами
1-стакан; 2-короткая пружина; 3-цилиндр; 4-длинная пружина;
5—пустотелый шток; 6-стакан; 7—ушко; 8—шток с ушком.
296
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Функции автопилота
Автопилот АП-155 выполняет следующие функции:
-	парирование поперечных и продольных колебаний и искусственное уве-
личение - демпфирование колебаний самолета по крену и тангажу при все—
маневренной ручном управлении;
-	приведение самолета к горизонтальному полету (нулевому углу крена
и нулевому углу наклона траектории) из любого исходного положения в слу-
чае потери летчиком пространственной ориентировки;
-	стабилизация любых заданных углов крена и тангажа, кроме стабили-
зации по крену при углах тангаг.а -(81*-Э9)°; также не стабилизируются
углы крена меньше 6( (в зоне углов крена -6° автоматически включается
стабилизация нулевого угла кпена);
-	стабилизация любого заданного магнитного курса самолета при углах
крена в зоне 16° и углах тангажа в диапазоне ±40 ;
-	стабилизация любой заданной барометрической высоты полета;
-	балансировка самолета по тангажу при освобожденных от усилий руч-
ках управлений самолетом (в передней и задней кабинах) - летчику не надо
подбирать балансировочное положение стабилизатора в зависимости от режи-
ма полета и снимать усилия с ручки управления кнопкой триммерного эффек-
та.
Принцип работы автопилота
Автопилот представляет собой 2-х канальную по числу управляемых
поверхностей (стабилизатор и элероны) систему автоматического управле-
ния с жесткой обратной связью, осуществляющую управление самолетом отно-
сительно трех осей.
Управление по курсу осуществляется через элероны.
Принцип действия автопилота основан на измерении величин, харак-
теризующих положение самолета в пространстве (углов и угловых скоростей
крена и тангажа, углов отклонения от заданного курса, нормальных перегру-
зок, отклонения от заданной высоты полета и углов атаки) и преобразовании
их в перемещение органов управления. Исполнительными механизмами автопилота
служат электромеханические рулевые агрегаты PAV-107A-K и РАУ-107А-Т
(рис.175) встроенные последовательно в проводку управления элеронами и
стабилизатором, и отклоняющие элероны на углы ±3°, а стабилизатор на
углы ±1°.
297
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Место Я
Л" бустфсглг Бу-45/j
Рис. 175. Рулевой агрегат управления РАУ-1С7А
1-электродвигатель; 2-муфта предельного момента; 3-ведущее колесо; 4-ведомое
колесо; 5-механический незаклинивающий упор; 6-зубчатая пара; 7-направляю-
щие штоки; 8-микровыключатели,ограничивающие ход штока; 9-кулачок;
10-ушковыи болт; II-потенциометр; 1г-шток; 13-штифт; 14-электромагнитный
стопор; 15-ведущий вал; 16-эксцентричный винт.
298
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Рулевой агрегат РАУ—ЮТА—К установлен в системе управления элерона-
ми за механизмом нелинейной передачи (рис.170), под полом задней кабины
между шпангоутами № 13 и 14А.
Рулевой агрегат РАУ-107А-Т установлен в системе уппавления стаби-
лизатором перед гидроусилителем стабилизатора (рис.159), в корневой час-
ти киля между шпангоутами Н? 32 и 33.
Оба агрегата по конструкции и внешнему виду одинаковы и отличают-
ся величиной хода штока от среднего положения.
Автопилот является составной частью единой системы управления са-
молетом.
Особенностью автопилота является применение рулевых агрегатов типа
раздвижных тяг, встроенных последовательно в проводку управления, что
дает летчику возможность управлять самолетом при включенном автопилоте
ручкой управления.
Возможность приведения самолета из любого пространственного по-
ложения к горизонтальному полету, а также ограниченное отклонение эле-
ронов и стабилизатора от автопилота, значительно повылают безопасность
полета (в случае отказа, то есть заклинивания штока рулевого агрегата в
крайнем положении, летчик может парировать отказ смещением ручки ввиду
большого "запаса" по ходу ручки).
Малые утлы отклонения стабилизатора от рулевого агрегата автопи-
лота, повьЕпая безопасность полета, обеспечивают демпфирование колебаний
и стабилизацию заданного положения самолета практически на всех режимах.
Однако, для осуществления приведения к горизонту, а также автома-
тической баланс!, ровки самолета, диапазона отклонения стабилизатора от
рулевого агрегата недостаточно и при работе автопилота используется ме-
ханизм триммерного эффекта МП-100МТ.
Автопилот АП-155 работает в двух режимах: "СТАБИЛИЗАЦИЯ" и "ПРИВЕ-
ДЕНИЕ В ГОРИЗОНТ".
В режиме "СТАБИЛИЗАЦИЯ" управление самолетом производится ручкой
управления и по своему характеру практически не отличается от обычного
пилотирования самолета без автопилота. Но при наличии автопилота, рабо-
тающего в этом режиме, самолет преобретает новое качество - устойчивость
по отношению к углам крена и тангажа, заданным летчиком в процессе эво-
люции, которые при освобождении ручек управления от усилий будут выдер-
живаться автопилотом до следующего вмешательства летчика в управление
самолетом.
Режим "СТАБИЛИЗАЦИЯ" включается кнопкой—сигнал KCU. Кнопка-сигнал
299
ПЛАНЕР» СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
"СТАБЮ1ИЗ.АП" находится в передней и задней кабинах - на приборных дос-
ках.
Режим ” ПРИ ВЕДЕНИЕ В ГОРИЗОНТ" служит для приведения самолета в го-
ризонтальный пол ;т из любого исходного положения в случае потери летчи-
ком пространственной ориентировки, стабилизации нулевых углов крена, нак-
лона траект ии и, имевшихся при выходе в горизонт, высоты и курса. Ре-
жим также может быть использован для выполнения маршрутных перелетов с
неизменными высотой и курсом.
Для приведения к горизонтальному полету летчику необходимо нажать
кнопку "3101. ПРИ ВЕД. ГОРЛЗ. ’’ на ручке управления в одной из кабин и осво-
бодить ручки управления от усилий.
Переход с режимов "СТАБИЛИЗАЦИЯ" на режим "ПРИВЕДЕНИЕ" и обратно
производится нажатием соответствующей кнопки в передней или в задней
кабине, без предварительного отключения раннее включенного режима. Выклю-
чение любого режима производится кнопкой "ВЫКЛ.АП" на ручке летчика в
передней или в задней кабине.
Полное описание автопилота АП-155 дано в "Техническом описании",
книга 1У - "Авиационное оборудование".
5. УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ
Управление рулем направления (рис.176) осуществляется как из пе-
редней так и из задней кабины от параллелограммного механизма педалей
срез, жесткую кинематическую связь, качалки системы руля направления
сь. чтированы совместно с качалками управления стабилизатором на одних
и тед же узлах.
300
Рис. 176. Система уп
- центральный узел системы управлении самолетом в
передней кабине; 3 - центральный узел системы управл
самолетом в задней кабине; 5 - нижний узел подвески
рулем направления на шпангоуте 1е 13.
г
Рис. 176. Система управления рулем направления
тральный узел системы управления самолетом в передней кабине; 2 - ручка управления самолетом в
» кабине; 3 - центральный узел системы управления самолетом в задней кабине; 4 - ручка управления
эм в задней кабине; 5 - нижний узел подвески руля направлении; 6 - гермовывод тяги управления
управления на шпангоуте It 13.
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
С ОДЕР! АНИ Е
Глава первая
ПЛАНЕР
1..Общие сведения.................................................... 3
2.	Крыло...............*............................................. <
Компоновка ....................................................... 4
Конструкция ...................................................... б
Элерон.........................«.................................. 9
Закрылок....................................................      II
3.	Носовая часть фозеляжа........................................    II
Компоновка.....................................................   II
Конструкция.....................................................  13
Силовые шпангоуты ............................................... 22
Стыковые узлы носовой и хвостовой частей фюзеляжа .................... 23
Стыковые узлы фюзеляжа с крылом ..............................    25
4.	Хвостовая часть фивеляжа .....................................    25
5.	Хвостовое овереыие ................................................... 27
Конструкция ....................................................  30
Глава вторая
С И Л О В A fl УСТАНОВКА
I.	ООдие сведения...................................................... 33
Диктат м ..................................................       34
2.	Крапление двигателя и регулируемого сопла......................   55
3.	Охлаждение* дренаж к суфлирование двигательного отсека..........  37
301
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
4.	Выдвижной конус воздухозаборника ............................... 41
5.	Фюзеляжные створки ............................................. 43
Противопомпажные створки .....................................   43
Ст	ворки дополнительного забора	воздуха на взлете ............. 45
6.	Топливная система ...............................................45
Выработка топлива из бака......................................  47
Система дренажа и наддува топливных баков ...................... 52
Конструкция топливных баков	.................. 53
Подвесной бак ...................................................56
Пилон..........................................................  57
7.	Агрегаты топливной системы.................................      58
Подкачивающий насос 495Б ....................................... 58
Спецклапан.......................................................59
Поплавковый клапан ............................................. 61
Дренажные клапаны .............................................. 62
Фильтр командного давления ..................................... 63
Предохранительные клапаны ...................................... 64
ПерекрывноЙ кран.................................................65
Сливной кран.....................................................66
8.	Система кислородной подпитки	пусковых воспламенителей двигателя.. 68
9.	Противопожарное оборудование.................'...................72
Глава Третья
УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕМ
I.	Общие сведения................................................   71
2.	Рычаг управления двигателем в передней кабине...............«...	78
3.	Рычаг управления двигателем в задней кабине .................... 82
Механизм отключения рычага управления двигателем .................. 84
302
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Глава четвертая
ВЕНТИЛЯЦИЯ,НАДДУВ И	РЕГУЛИРОВАНИЕ
ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА	В КАБИННОМ
ОТСЕКЕ
I.	Общие сведения................................................... 87
2.	Агрегаты системы................................................. 90
Регулятор давления воздуха АРД-57В .............................. 90
Предохранительный клапан I27T ................................... 93
Кран распределитель воздуха 525 ................................. 93
Терморегулятор ТРТВК-45М......................................... 95
Кольцевой воздухо-воздушный радиатор ............................ 96
Воздухо-воздушный радиатор I86A ................................. 97
Турбохолодильник 2323 ........................................... 97
Обратный клапан 783И ............................................ 97
Кран питания кабины ............................................. 98
3.	Размещение агрегатов ............................................ 99
о
Глава пятая
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
I.	.Общие сведения..................•............................. 101
2.	Носовая стойка шасси ........................................... ЮЗ
Конструкция и установка ....................................... 103
Амортизатор ................................................... 107
Колесо КТ-102................................................... НО
Гаситель колебаний..........................................    112
Замки убранного и вылущенного положения ........................ Пб
Автономный аварийный выпуск носовой стойки .................... 118
3.	Основные стойки шасси.........................................   Пб
Конструкция и установка ....................................... 118
Амортизатор.................................................... 122
303
ПЛАНЕР. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Колесо КТ-92Б.................................................. 124
Механизм разворота колеса .....................127
Замка выпущенного к убранного полоненяй	127
4.	Сигналжз щ полоаения касса ...................................... 129
5.	Парашюта  ормоаиая система ..................................... 132
Общие сведения .................................................. 132
Система управления парашютом .................................... 133
Установка тормознет парашюта ..................................	138
Выпуск тормозного парашюта ...................................... 138
Сброс тормозного парашюта ....................................  139
6.	Система сдува пограничного саоя с закрылка (система СПС) ........ 140
Общие сведения ................................................	140
Узлы и агрегаты систевв............°..........................  140
Воздушные магистрали...........................................	142
Газовый канал ................................................... 146
Датчики-сигнализаторы ........................................... 146
Система управления УПС-1М ....................................... 148
Назначена ..................................................    148
Технические данные системы	................... 148
Конструкция	149
Установка меятртимтяташи УДС-Ш	152
Глава местая
Г И Д Р А В 1 И Ч Е С К А Я С Я С Т Е И А
I.	Обжив сведения ................................................ 157
Основные технические данные гидросистемы ....................    160
2.	Нагнетающая часть бустерной и основной гидросистем .............. 163
Агрегаты нагяетаяией части бустерной и основная гидросистем ..... 164
Васос НП-34Я-П.....................—..........................   164
Обратше гжавяяы............................................      168
304
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Фильтры ........................................................ 169
Гидравлический бак и система его поддавливания.................. 172
Предохранительный клапан ГА-186М/3 ............................. 176
Шаровый гидроаккумулятор ....................................... 176
Электрический дистанционный манометр 2ЭЦММ-250А................. 178
Дроссель ....................................................... 179
Бортовые клапаны ............................................... 179
3.	Основная гидросистема ......................................... 180
Гидросистема управления шасси .................................. 182
Агрегаты гидросистемы управления шасси ......................... 185
Кран шасси ГА-142/1 ............................................ 185
Гидрозамок шасси ............................................... 187
Согласующий клапан.............................................. 189
Цилиндр выпуска и уборки носовой стойки шасси .................. 190
Цилиндр выпуска и уборки основной стойки шасси ................. 190
Цилиндр автоматического торможения............................   192
Односторонний дроссель ......................................... 193
Гидросистема управления тормозными щитками ...................   194
Агрегаты гидросистемы управления тормозными щитками ............ 197
Кран ГА-184У ................................................... Б 7
Комбинированный клапан........................................   198
Кран кольцевания................................................ 199
Цилиндры тормозных щитков.....................................   200
Гидросистема управления закрылками ............................. 201
Агрегаты управления закрылками ................................  204
Цилиндр закрылков .............................................. 204
Кран ГА-185Г.................................................... 206
Гидросистема управления конусом воздухозаборника ............... 207
Агрегаты гидросистемы управления конусом воздухозаборника ...... 210
Кран ГА-185У ................................................... 210
Трехпозиционный цилиндр конуса.........................-........ 211
Гядрос стема управления противопомлажными створками ............ 213
Гидросистема управления створками реактивного сопла двигателя... 214
305
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Работа системы управления створками реактивного сопла двига-
теля ЗГСУ-1А................................................. 215
Агрегаты гидросистемы управления створками реактивного сопла
двигателя..............................  ..................   216
Кран ГА-164М ................................................ 216
4.	Бустерная гидросистема ..................................... 216
агрегаты бустерной гидросистемы....... ....................   221
Кран ГА-190Б ...............................................  221
Реле давления ГА-135Т/32 .................................... 222
Цилиндрический гидроаккумулятор ...........................   224
Зарядный клапан ...........................................   225
Насосная станция НП-27Т...................................    225
Разъемные клапаны .......................................... 22"’
5.	Размещение агрегатов основной	и бустерной гидросистем ...... 228
6.	Гидросистема подъема выдвижной	платформы ................... 230
Глава седьмая
ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
I.	Общие сведения............................................   235
2.	Основной зарядный узел воздухосистемы	.....................  236
Агрегаты основного зарядного узла	воздухосистемы ............ 238
Бортовой зарядный штуцер .................................... 238
Воздушный фильтр ............................................ 239
Обратный клапан .....................................-....... 239
Зарядные вентили ...........................................  240
Воздушные баллоны ........................................... 241
3.	Основная воздухосистема ...................................  241
Редуктор РВ-50М..........................................     242
Система торможения колес шасси..............................  244
Агрегаты системы торможения колес	....... и.................249
Редукционный клапан ПУ-7.....................................-	249
Дифференциал ПУ-8..........................................  -	250
306
ПЛАНЕР, (ИЛОВАЯ УСТАНОВКА. САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Редукционный ускоритель УП-24/2 .............................. 252
Инерционный датчик УА-27А ................................... 254-
Кран УП-ЗЗ/I включения торможения носового колеса ............ 256
Выключатель УП-22 ..........................................   257
Электромагнитный клапан УП-53/1-М ............................ 258
Система управления противообледенителем..................  ...	259
Герметизация фонаря..................-.......................  259
Управление открытием створок и сбросом тормозного парашюта ... 259
Электропневмоклапан 695000-1 ................................. 260
4.	Аварийная воздухосистема ................................... 261
Аварийная система выпуска шасси .............................. 261
Агрегаты аварийной системы выпуска шасси ....................  262
Блок цилиндров сброса с замков основной стойки шасси.......	262
Аварийный клапан 676400М ...................................   263
Аварийная система торможения основных колес шасси ............ 264
Редукционный клапан УП-25/2 ................................   265
Размещение агрегатов систем!.: торможения колес шасси ........ 266
Глава восьмая
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
I.	Общие сведения ............................................. 267
2.	Система управления стабилизатором .......................... 268
Автоматика регулирования управления	АРУ-ЗВУ ................ 271
Бустер БУ-21ОБ ............................................. 278
Механизм "триммерного эффекта" МП-100МТ .................... 281
Пружинный загрузочный механизм ............................. 282
Датчик усилий ............................................   284
Ручка управления..............................  •........... 286
3.	Система управления	элеронами................................ 286
Бустер БУ-45А..............................................  287
Механизм нелинейного изменени! передаточного отношения от
ручек управления к	элеронам................................. 292
307
ПЛАНЕР, СИЛОВАЯ УСТАНОВКА, САМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ
Пружинный загрузочный механизм ................................ 295
4.	Автопилот АП-155 .............................................. 295
Назначение автопилота ......................................... 295
Функции автопилота.................-........................... 297
Принцип работы автопилота ...................................   297
5.	Управление рулей направления................................    300
308