Самолёт Ил-10 с мотором АМ-42. Описание конструкции. Книга 3 - Солоухин

Автор: Солоухин

Теги: авиация авиационное оборудование военная техника авиатехника

Год: 1949

Похожие

Самолет Пе-2. Описание конструкции

Самолет Ил-2 с мотором АМ-38. Техническое описание. Книга 2

Самолёт Ли-2. Техническое описание

Самолет Пе-2. Описание конструкции. Выпуск 2

Текст

aviarestorer.ru
vk.com/aviarestorermonino
МИНИСТЕРСТВО ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СОЮЗА ССР
Экз. №
САМОЛЕТ Ил-10
С МОТОРОМ АМ-42
ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ
КНИГА ТРЕТЬЯ
(издание второе)
П24- А46—ИЛЮ-817 35-048
ОСН
• Ёоен
м

ГОСУДАРСТВЕННОЕ
ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
Москва 19-49
Во втором издании
технического описания самолета Ил-10 отражены все
основные изменения, введенные в конструкцию само-
лета до 1 января 1948 г. Техническое описание под-
готовлено к печати СКО завода им. Ворошилова.
В подготовке второго издания принимали участие:
ЛЕОНОВ, КАГАНОВ, СКРИПЧЕНКО, ПЛАК-
СИН, ГАРМАШ, КРИВЧЕНКО и КОЗЛОВ.
Ответственный редактор
Солоухин

/
jfi'i-JM-У
Jua - Hi- I
ВВЕДЕНИЕ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ
Самолет Ил-10 конструкции С. В. Ильюшина является двухмест-
ным бронированным штурмовиком-бомбардировщиком, вооруженным
пушками, пулеметами, ракетными орудиями и бомбами, конструкция —
цельнометаллическая.
По схеме самолет представляет собой моноплан с низко распо-
ложенным крылом трапецевидной формы. Дужка крыла — переменная
(у корня — NACA-0018, у разъемов — NACA-230 и на концах —
NACA-4410)-.- Для удобств, технологического процесса и транспортиров-
ки планер самолета имеет три болтовых разъема, делящих его на че-
тыре части: бронекорпус (моторная установка и кабины) с центропла-
номз две консоли крыла и хвостовая часть фюзеляжа с оперением.
На самолете установлен мотор АМ-42 водяного охлаждения и винт
АВ!-5Л-24 диаметром 3,6 м.
Экипаж, мотор, бензо- и маслобаки размещены в бронекорпусе.
Шасси и хвостовое колесо — убирающиеся. Механизмы уборки —
пневматические. Имеются взлетно-посадочные щитки, расположенные
по задней кромке центроплана и консолей крыла. Механизм отклоне-
ния щитков —пневматический, включенный в общую воздушную сеть
самолета.
Органы управления самолетом — обычного типа.
На самолете имеется все необходимое оборудование: аэронавига-
ционное, радио- и фогооборудование, обеспечивающее боевое примене-
ние. самолета по его назначению.
4
ГЛАВА ПЕРВАЯ
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА
1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Планер самолета Ил-10 — цельнометаллической конструкции, за
исключением обшивки рулей высоты и поворота и обшивки элеронов,
выполненных из полотна марки АСТ-100.
Фиг. 1. Схема стыковки отъемных частей самолета.
1—приемник воздушных давлений — ПВД (трубка Пито); 2—место разъема
трубопроводов ПВД; 3—место разъема электропроводов обогрева ПВД;
4—разъем воздухопровода ПВД; 5—разъем воздухопроводов пушек и пулеме-
тов; 6—разъем электрожгута; 7—стыковочные ленты; 8—разъем тяг элеронов;
9—разъем щитков; 10—стыковочные болты; 11—отъемная часть крыла;
12—хвостовой огонь; 13—хвостовой кок; 114—разъем троса стопора хвостового
колеса; 15—зализы стабилизатора; 16—разъем тяги руля высоты; 17—разъемы
. тросов триммера руля высоты; 18—стабилизатор.
Металлическая обшивка по всему планеру крепится потайными
заклепками, причем листы по швам устанавливаются встык.
Схема стыковки отъемных частей самолета показана на фиг. 1.
5
2. КРЫЛО
Крыло самолета — двухлонжеронное металлической конструкции.
Форма крыла в плане — трапецевидная с закругленными концами. Про-
филь дужки — переменный: у корня — NACA-0018,' у разъемов —
NACA-230 и на концахNACA-4410.
Угол атаки крыла изменяется по размаху (крыло закрученное), у
корня крыла он равен Н-|2Р3(У, на конце—0°24z.
Крыло самолета, состоит из трех частей: центральной (центроплана)
и двух отъемных частей (консолей). Полный размах крыла — 13 400 ми.
Наибольшая длина хорды —- 3220 мм. Площадь крыла — 30 м2. Осталь-
ные размеры крыла даны на теоретической, схеме крыла на фиг. 2.
Отъемные части крыла соединяются с центропланом по лонжеронам
четырьмя пустотелыми болтами каждая и лентами, соединяющими об-
шивку.
Стыковые болты — хромансилевые диаметром 20 мм по переднему
и 17 мм по заднему лонжерону. Болты . термически обработаны до
^=120±1 кг/мм2.
Ленты, соединяющие обшивку, ставятся на потайных шурупах диа-
метром 5 мм из стали 15А. Верхняя лента имеет перегиб, так как на-
клон поверхности центроплана и отъемной части крыла различны.
С бронекорпусом центроплан стыкуется по лонжеронам специаль-
ными угольниками, соединяющими при помощи заклепок взаимно
перпендикулярные стенки лонжеронов, и бронекорпуса.
Обшивка центроплана присоединяется к бронекорпусу заклепками
через контурный угольник.
К?рылЬ снабжено 0зл(етно(-посадЬчн|ыми щитками типа Шренк и
элеронами типа Фрайз. Щитки расположены под центральной частью
крыла и под консолями. Центральный (центропланный) щиток, прохо-
дящий по всему размаху центроплана, подвешен на трех узлах. Один
узел расположен по оси симметрии самолета; туда же! подходит тяга
управления щитками. Два других узла расположены у разъемов на
хвостиках нервюр № 6.
Щитки отъемных частей (крыла (ОЧК) подвешены каждый на
двух узлах, смонтированных на хвостиках нервюр № 1 и 6. Централь-
ный и консольные щитки соединяются между собой специальными ци-
линдрическими штырями.
Элероны подвешены к отъемным частям крыла каждый на трех
узлах на хвостиках нервюр № 9, 13 и 18. Тяги управления подходят
к элеронам у среднего узла (на нервюре № 13).
Центроплан
Центроплан (фиг. 3) является основным силовым агрегатом са-
молета.
К центроплану крепятся фюзеляж, отъемные части крыла, шасси
и щиток.
Каркас центроплана состоит из двух лонжеронов, 12 нервюр, двух
силовых ферм и стрингеров.
Обшивка — дуралюминовая толщиной 0,8—2 мм. В носовой части
имеются туннели для масло- и водорадиаторов. В средней части (меж-
ду лонжеронами) от бронестенки (нервюра № 1) до нервюры № 2а
расположены специальные бомбовые отсеки. Вся остальная средняя
часть от нервюры № 2а до нервюры № 6 занята агрегатами шасси.
6

Здесь размещены узлы крепления стойки и подкоса шасси, подъемник
шасси с узлами крепления, рычаг аварийного выпуска шасси и сигна-
лизации. Ниши для колес закрыты со всех сторон чехлами, предо-
храняющими центроплан от попадания внутрь грязи. В убранном по-
ложении почти все агрегаты шасси помещаются внутри центроплана.
Фиг. 3. Центральная часть крыла (центроплан).
1—кронштейн крепления электромеханизма управления заслонками водора-
диатора; 2—центральный узел подвески щитка центроплана; 3—узел крепле-
ния подкоса шасси; 4—узел ухвата бомбодержателя; 5—узел подъема
самолета; 6, 7—узлы крепления стойки шасси; 8—передние стыковые узлы
центроплана; 9—задние стыковые узлы центроплана; 10—узел подвески
щитка центроплана; 11—узел соединения центропланного и консольного
щитков.
В носовой и средней частях центроплана имеется обтекатель с подвиж-
ными створками, закрывающий при уборке шасси амортизационную
стойку и часть ниши.
Лонжероны центроплана
Лонжероны центроплана (фиг. 4 и 5) — металлические, клепаные,
балочного типа тонкостенной конструкции с катаными хромансилевыми
поясами таврового сечения, термически обработанными до ~в —
= 165—з5 и дуралюминовыми (из материала Д4) стенками,
подкрепленными профилями, служащими также для крепления нер-
вюр.
Передний лонжерон как более нагруженный имеет по всему раз-
маху двойную стенку, а в местах вырезов под канал радиатора на
участке нервюр № 2—2 — дополнительные усиления дуралюминовыми
прессованными профилями уголкового сечения. Задний лонжерон имеет
одинарную стенку. Для крепления обшивки к лонжеронам на верхних
и нижних поясах их поставлены клиновидные дуралюминовые на-
кладки.
На верхних поясах лонжеронов на участках между нервюрами
№ 1—1 (внутрифюзеляжная часть) поставлены корытообразные про-
фили для придания поясам большей жесткости на продольный изгиб
в боковом направлении. Для соединения с лонжеронами отъемных ча-
стей на концах поясов лонжеронов центроплана установлены на бол-
8

\232,7
тах гребенчатые стыковые узлы из стали хромансиль, термически об-
работанные до 120^4 кг/лш2.
Болты, крепящие стыковые узлы к поясам, также хромансиле-
вые, термически обработанные до =165+'| кг!мм\ Кроме стыковых
на переднем лонжероне установлены еще следующие узлы:
а) у нервюры № 2а — литые из алюминиевого сплава узлы для
упора пирамид при подъеме самолета на земле;
б) у нервюры № 4 — два массивных хроманоилевых узла для
крепления амортизационной стойки шасси; на одном из этих узлов
имеется специальный кронштейн для крепления поводка, производя-
щего поворот амортизационной стойки при уборке шасси.
Узлы термически обработаны до ~в = 120+’| кг/мм2, к лонжерону
они прикреплены болтами.
11а заднем лонжероне между нервюрами № 1 и 2 с правой сто-
роны установлен узел под электромеханизм УР-6 управления створ-
ками водорадиатора -(с самолетов № 1890130 и № 6410101 электроме-
ханизм перенесен на передний лонжерон и узел снят).
‘Начиная с самолетов! № 1890130 и № 6410101, в связи с модерни-
зацией бомбового вооружения в конструкцию лонжерона внесены сле-
дующие изменения:
1. На нижнем поясе переднего лонжерона между нервюрами № 1
и 2 установлены узел для замка наружной подвески бомб и узел под
ухват. Оба узла — из алюминиевого' сплава и крепятся к лонжерону
болтами.
2. На стенке переднего лонжерона между нервюрами № 1 и 2
с правой стороны установлен узел для крепления электромеханизма
УР-6 управления створками водорадиатора.
Нервюры центроплана
Центроплан имеет 12 нервюр. Носки и хвостики нервюр — штам-
пованные из листового дуралюмина с отверстиями облегчения и зи-
повками для жесткости. Все они подкреплены прессованными угол-
ками.
Средней частью нервюр № 1 служит бронекорпус. Средняя часть
нервюр № 2а (фиг. 6) — балочно-ферменной конструкции. Пояса и
раскосы соединены кницами и дуралюминовой стенкой. Нервюры об-
ращены гладкой стороной к бомбовому отсеку. Нижний пояс нервюр
выполнен из мощных прессованных профилей. В него вмонтированы
узелки для крепления поясов наружной подвески бомб. Верхний пояс
собран из более легких профилей. Начиная с самолетов № 1890130 и
№ 6410101, бомбовый отсек расширен на 10 мм. При этом изменены
профили нижнего пояса нервюр, а стенка нервюры смещена в сторону
отсека шасси. В нижний пояс нервюры вмонтированы специальные
узлы для крепления створок бомболюков; этим улучшена поверхность
центроплана.
В отсеках шасси. (межлоижеронная часть от нервюры № 2а до
№ 6) средние части нервюр отсутствуют. Обшивку в. этом месте под-
держивают профили П-образного сечения, кольцо для крепления ниши
и, главным образом, силовая ферма, установленная между нервюрами
№ 2а и 6.
Силовая ферма центроплана (фиг. 7) составлена из мощных прес-
сованных профилей швеллерного сечения, соединенных накладками.
На ферме установлены два сварных узла для крепления оси заднего
11
Ось переднего лонжерона
Сечение пр В В
(По 29 серию Ch л.)
Разрез по петле
Сечениепо В В
(Начиная с 30 серии)
, Еозрез по В В
(по петле наЬесни оомоолюпа \
Фиг. 6. Нервюра № 2а центроплана.
Ось нервюры N-Za.
Фиг. 7. Силовая ферма центроплана.
подкоса шасси. С передним лонжероном ферма соединена гнутыми из
листового дур алюмина профилями.
Нервюры № 6 — балочной конструкции. Они имеют довольно мощ-
ные пояса из прессованных уголков, глухую стенку из листового дур-
алюмина и несколько стоек, поддерживающих стенку. На внешних
профилях поясов установлены гайки для крепления стыковочной лен-
ты, соединяющей центроплан с отъемной частью крыла.
Отъемная часть крыла
Отъемная часть крыла (ОЧК) — двухлонжеронной конструкции с
металлическими лонжеронами и нервюрами. Каркас обшит листами
дуралюмина толщиной 0,8—2 Л (фиг. 8).
В носовой части правой консоли между нервюрами № 4 и 5 поме-
щается фото кинопуле мет ПАУ-22. В этом месте носок имеет вырез,
закрываемый специальным обтекателем. На левой консоли между
носками нервюр № 5 и 6 помещена посадочная фара. Вырез в обшивке
закрыт плексигласом.
На самолетах с № 6411323 в носовой части правой консоли между
нервюрами № 4 и 5 взамен фотокинопулемета ПАУ-22 установлен
фотопулемет С-13; в связи с этим изменена штамповка в обтекателе.
У нервюры № 15 правой консоли устанавливается трубка Пито,
для которой в. носке сделано отверстие, окантованное штампованным
фланцем.
Межлонжеронная часть отсека от нервюры № 1 до нервюры № 2а
занята пулеметом ШКАС, а отсек от нервюры № 2а до нервюры
№ 4 — пушкой ВЯ.
На самолетах, начиная с № 6410801, в отсеках между указанными
нервюрами устанавливаются взамен пулемета ШКАС и пушки ВЯ две
пушки НС-23.
Для воспринятая отдачи оружия и других нагрузок от стрелково-
пушечных установок нервюры и продольный набор консоли на этом
участке усилены.
За пушечной установкой вдоль размаха от нервюры № 4 до № 8
расположен снарядный ящик.
На самолетах с № 6410801 от нервюры № 4 до нервюры № 8
вдоль размаха расположены параллельно два снарядных ящика для
питания пушек. Из переднего ящика питается средняя пушка НС-23,
а из заднего ящика — крайняя пушка НС-23. Для обслуживания уста-
новок в верхней и нижней обшивке имеется целый ряд лючков
(фиг. 8а). ।
Для обслуживания установок ШКАС и ВЯ в обшивке консоли
имеется ряд лючков, закрываемых легкосъемными крышками.
На нижней поверхности под обшивку нервюр № 5 и 6 установлены
узлы крепления балок РО. Балки закрываются специальными обтека-
телями.
Лонжероны отъемной части крыла
Лонжероны отъемной части крыла (ОЧК) (фиг. 9 и 10)—метал-
лические, клепаные тонкостенной конструкции. Пояса лонжеронов со-
ставные: от нервюры № 1 до нервюры № 12 — из хромансилевых про-
филей таврового сечения, а дальше — из гнутых дуралюминовых угол-
ков.
14
Стыкуются пояса между нервюрами № 12 и 13 с помощью спе-
циальных угольников и накладок. Хромансилевые профили лонжеро-
нов консоли — переменного сечения; по мере удаления от нервюры
№ 1 сечение профиля уменьшается. Профили термически обработаны
до сг=165ф1| kzJmm2.
Стойки лонжеронов —уголкового сечения; они подкрепляют стенку
лонжерона и служат для крепления нервюр. Для крепления обшивки
к лонжеронам на верхних и нижних поясах их между нервюрами № 1
и 4 поставлены клиновидные дуралюминовые накладки, а дальше; до
стыка поясов, — специальные «зетовые» профили переменного сечения.
На концах поясов лонжеронов в корневой части поставлены на
болтах гребенчатые стыковые узлы. Узлы изготовлены из хроманоиля
и термически обработаны до ав=120ф1| кг!мм2. На внешней поверх-
ности поясов, установлены малкованные дуралюминовые кницы, слу-
жащие для крепления к лонжеронам поясов, нервюры № 1 и для жест-
кости заделки обшивки у разъема.
На стенке переднего лонжерона между нервюрами № 1 и 2 уста-
новлен узел переднего крепления пулемета ШКАС. Для прохода ство-
лов ШКАС и ВЯ, а также для ПАУ-22 в. стенке переднего лонжерона
имеются вырезы, окантованные накладками и профилями. Для воз-
можности монтажа пушки ВЯ в стенке заднего лонжерона имеется
отверстие, закрываемое брезентовой шторкой.
На самолетах с № 6410801 изменены вырезы в стенке переднего
лонжерона между нервюрами № 1 и 2а и между № 2а и 4 с соответ-
ствующим усилением мест выреза дополнительными накладками (см.
фиг. 9). 'В стенке заднего лонжерона между нервюрами № 2а и 4 в
связи со снятием установки ВЯ отверстие не вырезается.
На нижнем поясе заднего лонжерона у нервюры № 10 установ-
лены специальные узлы — серьги для крепления карабинов тросов
швартовки самолета.
На концах лонжеронов у нервюры № 19 установлены мощные
угольники, к которым крепится концевой обтекатель отъемной части
крыла.
Нервюры отъемной части крыла
Нервюры ОЧК (фиг. 11) можно разделить на силовые, воспри-
нимающие аэродинамические и сосредоточенные местные нагрузки, и
несиловые, воспринимающие только аэродинамические нагрузки. Все
нервюры состоят из трех частей: носка, средней части и хвостика.
К силовым нервюрам относятся средние части нервюр № 1, 2а,
4 и 8 (фиг. 12). Все эта нервюры — балочной конструкции. Средние
части нервюр № 1 и 2а имеют мощные пояса из прессованных угол-
ков, стенку из листового дуралюмина и несколько стоек, поддержи-
вающих стенку. На внешних профилях поясов, нервюры № 1 установ-
лены гайки для крепления стыковочной ленты между отъемной частью
крыла* и центропланом. На стенке нервюры № 1 на правой консоли и
нервюры № 2а на левой консоли крепятся патронные коробки пулеме-
тов.
Средняя часть нервюры № 4 имеет пояса из прессованных профи-
лей. В стенке сделан вырез для ленты, питающей пушку. Края вы-
реза усилены накладкой и окантованы профилями. С внешней стороны
к нервюре крепятся стенки снарядного ящика.
15

Фиг. 8. Отъемная часть крыла с установкой пушки ВЯ (по самолет № 6410710).
/—центроплан; 2— стыковая лента по разъему; 3—отсек для
установки пулемета; 4—отсек для установки пушки; 5—
вырез под установку ПАУ-22; 6—ящик для патронов пушки;
7—передний лонжерон; 8—вырез в носке под штангу трубки
Пито; 9—огьемная часть крыла; 10—узлы подвески элерона;
11—элерон; 12—консольный щиток; 13—узел подвески взлет-
но-посадочного щитка; 14—задний лонжерон; 15—дополни-
тельный лонжерон; 16—стыковой узел; 17—центропланный
щнток; /8—верхний люк для загрузки, бомбоотсека; 19—вы-
рез для крышки_~ бомболща; 20— вырез под туннель
радиатора; 21—обтекатель пушки; 22—обтекатель ПАУ-22;
23—люки под стрелковые установки; 24—люки для закладки
патронной ленты; 25—люки для сборки крыла; 26—серьга
для крепления самолета при стоянке; 27—люки для подхода
к качалкам управления; 28—вырез под колесо шасси; 29—
гнезда крепления ухвата бомбодержателя; 30—внутренний
узел шасси; 31—узел крепления тяги поворота шасси при
уборке и выпуске; 32—внешний узел шасси; 33—балочка
жесткости шасси; 34—узел крепления подкоса шасси.
Фиг. 8а. Отъемная часть крыла с установками пушек НС-23 (с самолета № 6410801). Обозначенные позициями
узлы и детали см. в подписях фиг. 8.

У заднего лонжерона на левой нервюре № 2а сделана надстройка
из мощных профилей для заднего узла крепления пушки. Аналогичная
надстройка имеется на правой нервюре № 2а.
Пояса нервюр № 2а и 4 связаны с поясами лонжеронов специаль-
ными кницами.
Для переднего' узла крепления пушки между нервюрами № 2а и 4
установлена специальная жесткая стенка из прессованных профилей
швеллерного' сечения и дуралюминового листа. Узел переднего крепле-
ния пушки монтируется болтами. Стенка воспринимает и передает на
нервюры № 2а и 4 усилия отдачи при стрельбе и другие нагрузки от
пушечной установки.
Разрез по Б Б
Фиг. 11. Конструкция несиловой нервюры и ее крепление к лонжеронам.
Средняя часть нервюрь! № 8 по своей конструкции не отличается
от средней части нервюры № 1.
Носки, часть хвостиков и средние: части нервюр № 9—18
(фиг. 13)-—штампованные из листового дуралюмина. Они имеют от-
верстия для облегчения и зиговки для жесткости. Хвостики нервюр, на
которых крепятся щитки и элероны, усилены прессованными профи-
лями.
На самолетах с № 6410801 в связи с установкой пушек НС-23 из-
менена конструкция средних частей нервюр № 1, 2а, 4 и 8 (восновном
ПО' расположению стоек). Заднее крепление пушки НС-23 монтируется
на стойках нервюр № 1 и 2а без специального усиления.
В стенке нервюры № 2а имеется вырез для рукава питания сред-
ней установки НС-23, усиленный дополнительной накладкой. В стенке
нервюры № 4 имеется два выреза для рукавов питания средней и
крайней установок НС-23 i(cm. фиг. 12).
Для переднего' крепления пушки НС-23 между нервюрами № 1
•и 2а и между № 2а и 4 имеются специальные жесткости из дуралю-
21
Фиг. 12. Нервюры отъемной части крыла.
миновых стенок, диафрагм и прессованных профилей уголкового сече-
ния. На этих жесткостях крепятся болтами узлы переднего крепления
НС-23.
Концевой обтекатель крыла
Концевой обтекатель крыла (фиг. 14) состоит из легкого каркаса,
выполненного из двух нервюр', и дуралюминовых штампованных пере-
городок между ними. На торцевой нервюре имеется восемь штырей с
резьбой, при помощи которых обтекатель стыкуется с крылом. Для
стыковки в нижней обшивкё консоли у нервюры № 19 имеются лючки,
через которые затягиваются гайки на штырях концевого обтекателя.
22
Элероны
Элероны типа Фрайз имеют 100%-ную весовую балансировку,
носке, и аэродинамическую
.достигаемую грузами, помещаемыми
28%-ную компенсацию.
Обшивка элерона — полотняная из
авиационного полотна АСТ-100. Лон-
жерон элерона выполнен из гнутого
.желобообразного профиля толщиной
1 мм; нервюры — из дуралюмина тол-
щиной 0,6 мм; носики нервюр — из
дуралюмина толщиной 0,8 мм.
Носок элерона до лонжерона об-
шит дуралюминовым листом толщиной
0,8 мм, а остальная поверхность обтя-
нута авиационным полотном.
Элерон подвешивается к консоли
крыла на трех узлах. Рядом с корне-
вым узлом подвески приварен узел
для присоединения тяги управления.
На самолетах с № 1890101 по
№ 1890114 для компенсации момента
от вращения винта на правом элероне
прикреплена пластина (нож). Начиная
с самолетов № 1890115 и № 6410101,
конструкция элерона изменена и нож
заменен триммером, управляемым из
кабины пилота.
Взлетно-посадочные щитки
Центроплан и консоли крыла снаб-
жены щитками типа Шренк. Каждый
консольный щиток подвешивается на
двух узлах к хвостикам нервюр кон-
соли крыла. Центропланный щиток
подвешивается на трех узлах. Щитки
соединяются между собой штырями,
установленными неподвижно на кон-
сольных щитках и входящими в шари-
коподшипники центропланного щитка.
По плоскости симметрии самолета
на лонжероне центропланного щитка
установлена качалка управления щит-
ками. Центропланный щиток выполнен
из дуралюминового трубчатого лонже-
рона сечением 80X75 мм, штампован-
ных нервюр из листового дуралюмина
толщиной 0,8—1 мм и обшивки из ли-
стового дуралюмина толщиной 0,6 мм.
в
«О
уноаж
иинйпмя
Фиг. 13. Нервюра № 9 отъемной части крыла.
Конструкция консольного щитка отличается от конструкции центро-
планното щитка Только менЬшим сечением трубы лонжерона
{55X51 мм).
23
Фиг. 14. Концевой обтекатель ОЧК»
/
3. ФЮЗЕЛЯЖ
Фюзеляж {фиг. 15 и 16) состоит из трех частей — передней, сред-
ней и хвостовой. Передняя...и... средняя.части-представляют собой одно
целое — бронекорп^^
Передняя и средняя части фюзеляжа
Передняя и средняя части фюзеляжа выполнены из гомогенной. '
брони (см. книгу первую технического описания, раздел <<брдц|йрова- .
ние»), которая, кроме- защиты от прострела, заменяет обычную кон-
струкцию каркаса и обшивку фюзеляжа.
Передняя часть фюзеляжа (капот) соединен со средней
частью на болтах у переднего лонжерона центроплана.
В передней части размещены: мотор, маслобаки, верхний бензо-
бак и ряд других агрегатов.
Средняя часть фюзеляжа (фиг. 17) расположена между
передним лонжероном центроплана и хвостовой частью. Она состоит
из отдельных броневых листов, соединенных между собой при помощи
толстых дуралюминовых лент на стальных заклепках и частично на
болтах с анкерными гайками.
Болтовое соединение броневых листов обусловливается необходи-
мостью монтажа агрегатов в процессе сборки.
Броневые листы средней части фюзеляжа имеют различную тол-
щину в зависимости от их расположения. Среднюю часть, фюзеляжа
замыкают две броневые плиты 12,_____расположенные на расстоянии
25 жда~одша“дт"друтдйГДшюг7Гже типа плиты смонтированы за головой
пилота для защиты его от поражения при обстреле сзади (см. фиг. 17);
одновременно они являются опорой фонарей кабин пилота и стрелка.
К задним броневым плитам пристыкована на болтах хвостовая
часть фюзеляжа.
На машинах с № 1890106 и № 6410101 в целях улучшения защиты
пилота от обстрела между кабинами пилота и стрелка поставлена бро-
невая стенка взамен дуралюминовой.
Снизу в среднюю часть фюзеляжа вмонтирован центроплан. Верх-
ний пояс переднего лонжерона центроплана крепится к передней ра-
ме 8, а нижний пояс — к стенкам бронекорпуса узлами 9.
Задний лонжерон центроплана крепится к стенкам бронекорпуса
при помощи угольника 19.
В средней части фюзеляжа размещены кабины пилота и стрелка.
В кабине пилота вмонтирован пол, на котором установлено си-
денье пилота. Под полом кабины впереди заднего лонжерона центро-
плана установлен нижний бензобак, монтируемый снизу, а у перед-
него лонжерона в туннелях помещены водо- и маслорадиаторы.
Пол кабины пилота
Пол кабины пилота расположен над лонжеронами центроплана и
крепится к бортам бронекорпуса болтами при помощи уполрнйков,
соединенных с поперечными профилями пола.
Для придания полу жесткости поставлены продольные профили.
Сверху пол зашит дуралюминовым листом толщиной 1 мм, имеющим
вырезы под штампованные чашки для педалей ножного управления и
отверстия для проводки оборудования кабины.
25
26
Фиг. 15. Схема фюзеляжа.
/—обтекатель втулки винта (кок); 2—передняя кабины стрелка; 6—поручень; 7—хвостовая часть
часть фюзеляжа — капот; 3—средняя часть фю- фюзеляжа; 8—сиденье пилота; 9—сиденье стрел-
зеляжа; 4—фонарь кабины пилота; 5—фонарь ка; 10—эксплоатационный люк.

Фиг. 16. Теоретическая схема фюзеляжа.
Передняя часть пола изолирована от туннелей водо- и маслора-
диаторов листом герметизации и теплоизоляции. В целях герметизации
пола кабины пилота на самолетах, начиная с № 1890107 и № 6410101,
Фиг. 17. Средняя часть фюзеляжа.
1—узел крепления плит заголовника к бронекорпусу; 2—верхний узел креп-
ления сиденья пилота; 3—стык хвостовой части фюзеляжа с бронекорпусом;
4—нижний узел крепления сиденья пилота; 5—узел крепления пола кабины;
6—сиденье пилота; 7—сиденье стрелка; 8—крепление передней рамы броне-
корпуса к лонжерону центроплана; 9—передний нижний стыковой узел
центроплана с бронекорпусом; 10—задний стыковой узел средней части фю-
зеляжа с центропланом; 11—плиты заголовника; 12—-задние броневые плиты.
по бортам между полом и стенкой бронекорпуса поставлены профили-
рованные резиновые жгуты и все вырезы и отверстия загерметизиро-
ваны при помощи чехлов из брезента «плащ-палатка», прокладок из
текстолита с наклеенной губчатой резиной и резиновых пистонов.
Сиденье пилота
Сиденье пилота (фиг. 18) состоит из двух частей — чашки 4 и
спинки 5.
Чашка сиденья выштампована из листового дуралюмина и скле-
пана со спинкой. К верхней части сиденья пришнурована шпагатом
подушка. Сиденье монтируется на двух параллельных хромансилевых
трубах 3 посредством четырех сварных узлов- (двух верхних и двух
нижних).
Трубы сиденья вверху крепятся на морских шпильках к дуралю-
миновым угольникам 1, приклепанным к бронеплитам заголовника, а
внизу свободно- вставляются в кронштейны 2 на полу кабины пилота.
Таким образом сиденье может быть легко снято после освобождения
морских шпилек верхнего крепления.
28
5
Фиг. 18. Сиденье пилота.
1—верхний узел крепления сиденья; 2—нижний
узел крепления сиденья; 3—трубы; 4—чашка;
5—спинка; 6—механизм стопорения; 7—ручка
механизма стопорения; 8—механизм подтяга
ремней; 9—ручка стопорения механизма подтяга
ремней.
ю
ю
Для изменения высоты сиденья по росту пилота передвигают
чашку сиденья по трубам и фиксируют (стопорят) ее специальным ме-
ханизмом 6, расположенным за спинкой между нижними узлами
крепления сиденья к трубам.
Стопорные штыри механизмов связаны посредством троса в боуде-
новской оболочке с ручкой стопорения 7, вынесенной вперед с правой
стороны сиденья.
На машинах до № 1890133 и № 6410101 фиксация сиденья осу-
ществлялась при помощи морских шпилек по отверстиям в трубах си-
денья.
Одновременно с введением механизма стопорения сиденья (с ма-
шины № 1890134) в целях облегчения передвижения сиденья по тру-
бам в верхних и нижних сварных узлах поставлены шарикоподшип-
ники (на самолетах с № 6410101 —не введено).
Ремни пилота на сиденьи имеют механизм подтяга 8 (введен с
машин № 1890112 и № 6410101), установленный за спинкой между
трубами сиденья. Плечевые ремни крепятся за шток механизма под-
тяга, который под действием пружины может выдвигаться или воз-
вращаться в исходное положение, обеспечивая этим подвижность пи-
лота в кабине.
В тех случаях, когда пилоту необходимо «притянуть себя» к си-
денью, шток механизма следует застопорить. Стопорение штока с рем-,
нями осуществляется при помощи ручки 9, установленной с правой
стороны сиденья и связанной с механизмом подтяга тросом в. боуде-
новской оболочке.
В, кабине стрелка имеется два сиденья: одно-—брезентовое под-
вешенное, укрепленное с помощью лямок к бортам, и другое — же-
сткое откидное.
С наружной стороны фюзеляжа на левом борту для облегчения
подъема на центроплан и посадки в кабину установлен поручень 6
(см. фиг. 15).
Откидное сиденье стрелка
Откидное сиденье стрелка (фиг. 19) установлено на сварных крон-
штейнах противопожарной перегородки 1.
Шарнирное соединение 2 дает возможность сиденью откидываться
от бронеспинки 3 кабины пилота. В убранном положении сиденье удер-
живается натяжной пружиной, закрепленной с правой стороны сиденья.
В рабочем положении сиденье опирается на кожух 5, закрывающий
тросы и тяги управления.
Сиденье стрелка представляет собой штампованную из дуралю-
мина толщиной 1,2 мм чашку 6, окантованную по кромкам прессован-
ным профилем.
На самолетах, начиная с № 1890106 и № 6410101, сиденье стрелка
снабжается привязными ремнями.
Стрелковая установка в кабине стрелка смонтирована на раме
(турельной жесткости), образованной из двух продольных профилей,
идущих по бортам кабин и зашитых сверху и снизу дуралюминовыми
листами. Сзади листы крепятся болтами при помощи угольников к
задней бронеперегородке. Впереди листы обшивки вырезаны по кон-
туру турельного кольца и между ними вклепан профиль.
Для увеличения жесткости кабины пилота и стрелка поставлена
поперечная балочка из прессованного П-образного профиля, соединен-
30
пая с продольными профилями, идущими по бортам, при помощи книц.
Кроме того, поперечная балочка служит опорой бронеплит заголовника.
Фиг. 19. Откидное сиденье стрелка.
1—противопожарная перегородка; 2—крепление сиденья; 3—бронестенка;
4—пружина; 5—кожух, закрывающий трос и тяги управления; 6—чашка
сиденья..
Фонарь кабины пилота
Кабины пилота и стрелка закрыты сверху фонарями (фиг. 20). Фо-
нарь кабины пилота состоит из трех отдельных частей: передней
(козырек), правой откидной крышки и левой дверки.
Передняя часть фонаря установлена неподвижно и пред-
ставляет собой козырек с плоскими гранями, застекленными прозрач-
ной пулестойкой броней с металлическими окантовками.
Стекла козырька легко могут быть заменены, для чего необходимо
снять нижние и вертикальные ленты внешнего крепления.
Каркас передней части фонаря состоит из стальных и дуралюми-
новых профилей специального сечения. Сверху передняя часть зашита
цельноштампованной дуралюминовой обшивкой.
На передней части фонаря по оси самолета установлена антенная
стойка, имеющая жесткое коепление к каркасу фонаря.
Права я откидная крышка фонаря кабины пилота укреп-
лена на петлях к борту кабины и состоит из гнутого броневого листа,
31
-склепанного со стальным каркасом, служащим одновременно для креп-
ления остекления и монтажа сдвижной форточки.
В открытом положении правая откидная крышка придерживается
предохранительным тросом.
Запирается фонарь замком, установленным на правой откидной
крышке. Замок имеет устройство для аварийного сбрасывания крышки.
Полет
3
Фиг. 20. Фонари кабин пилота и стрелка.
1—передняя цапфа фонаря стрелка; 2—задняя цапфа фонаря стрелка; 3—фо-
нарь пилота; 4—фонарь стрелка; 5—узел крепления задней трубы фонаря
к корпусу..
Аварийное сбрасывание правой крышки фонаря осуществляется
ручкой «аварийная» (фиг. 21). При повороте этой ручки по часовой
стрелке проворачивается с помощью троса ролик, свободно насажен-
ный на ось рабочей (не аварийной) ручки замка. Ролик соединен тягой
Фиг. 21. Замок аварийного сбрасывания правой крышки фонаря кабины пилота.
со штырем, запирающим предохранительный трос. Таким образом при
движении ручки «аварийная» одновременно происходит открывание
замка фонаря и освобождение предохранительного троса. Вследствие
этого при откидывании- крышки в сторону шомпол в петлях срезается
и крышка сбрасывается.
Примечания. 1. На машинах до № 1890104 и № 6410301 замок фонаря
кабины пилота не имел устройства для аварийного сбрасывания. Аварийное сбра-
сывание осуществлялось снятием рукой предохранительного троса со штырька на
заголовнике.
2. На машинах с № 1890105 по № 1890126 механизм аварийного сбрасывания
находился между двумя бронеплитами заголовника, а ручка сбрасывания — сзади
пилота. Освобождение предохранительных тросов фонарей пилота и стрелка
происходило одновременно от ручки в кабине пилота.
3„ На машинах с № 1890127 по № 1890133 и с № 6410101 по № 6410301
ручки «аварийная» и рабочая монтировались на одной оси.
Левая дверка кабины фонаря пилота, крепится на петлях к
борту кабины. По конструкции дверка аналогична правой крышке, но
меньших размеров. Левая дверка может быть открыта при запертой
правой крышке, для этого ручку замка фонаря необходимо повернуть
по часовой стрелке на угол ЗОГ При повороте ручки на этот угол
язычок ручки выходит из скобы на левой дверке и освобождает ее,
причем штыри замка полностью не выходят из гнезд.
Для полного открывания фонаря (открывания правой крышки)
требуется повернуть ручку на угол 120°. Открывать левую дверку фо-
наря требуется при рулежке или в аварийных случаях (капотирование
самолета).
Фонарь кабины стрелка
Фонарь кабины стрелка укреплен на петлях к правому борту и
открывается в сторону.
В открытом положении фонарь удерживается предохранительным
тросом, а в закрытом положении запирается замком, установленным
на левом борту кабины стрелка.
Фонарь кабины стрелка имеет каркас, сваренный из стальных
труб и остекленный плексигласом.
Две боковые форточки фонаря смонтированы в дуралюминовых
направляющих и сдвигаются назад по полету.
В передней части фонаря по оси самолета установлена цапфа 1
(см. фиг. 20), которая заходит в гнездо бронезаголовника; в задней
части фонаря такая же цапфа заходит в гнездо на задней дуге стрелко-
вой установки. Обе цапфы передают усилия на корпус фюзеляжа при
стрельбе из оружия.- Поэтому стрелять при открытом фонаре запре-
щено.
Аварийное сбрасывание фонаря кабины стрелка так же, как ава-
рийное сбрасывание фонаря кабины пилота, производится путем осво-
бождения предохранительного троса и отбрасывания фонаря в сторону.
При этом срезывается шомпол петель и освобождается фонарь. Осво-
бождение предохранительного троса осуществляется специальным ме-
ханизмом, расположенным в левой передней части фонаря. При пово-
роте ручки «аварийная» (фиг. 22) на себя посредством троса в боуде-
новской оболочке поворачивается крючок и освобождается предохрани-
тельный трос.
Для аварийного сбрасывания фонаря необходимо одновременно
открыть замок фонаря кабины и повернуть ручку «аварийная».
На самолетах, начиная с № 1890133 и № 6410'301, в передней
верхней части фонаря кабины стрелка по* оси самолета установлен за-
борник воздуха, предназначенный для вентиляции кабины стрелка.
Герметизация фонарей кабин пилота и стрелка по всем стыкам
осуществлена резиновыми губчатыми валиками, обшитыми кожей.
Хвостовая часть фюзеляжа
Хвостовая часть фюзеляжа (фиг. 23)—-овального сечения, уши-
ренная кверху, плавно переходит к хвосту в киль и хвостовой кок.
Каркас фюзеляжа состоит из набора дуралюминовых стрингеров
Z-образного сечения, рам из профилей уголкового сечения (из мате-
риала марки Д1) и обшивки из листового дуралюмина ДЗ толщиной
0,8 мм.
3 Самолет Ил-10
33
Фиг. 22. Замок фонаря кабины стрелка и механизм аварийного
сбрасывания фонаря.
1—замок; 2— ручка замка; 3—ручка аварийного сбрасывания; 4—крючок;
5—предохранительный трос.
34
Листы обшивки в направлении вдоль фюзеляжа стыкуются вна-
хлест с подсечкой и крепятся к стрингерам и силовым рамам дуралю-
миновыми заклепками с потайной головкой. В направлении поперек
фюзеляжа имеется один стык обшивки — между рамами № 9 и 10.
Листы обшивки здесь поставлены впритык и приклепаны к дуралюми-
новой ленте.
Стрингеры приклепаны, поверх рам (одной заклепкой к каждой
раме); обшивка фюзеляжа крепится только к стрингерам, за исключе-
нием сечений по силовым рамам № 10, И, 12, 13, 13а и 14, где об-
шивка приклепывается также и к рамам.
Как сказано выше, все рамы сделаны из уголкового профиля, за '
исключением ,рам № 4, 5 и 6, усиленных дополнительным профилем
уголкового сечения на участке бортового люка.
В подкилевой части фюзеляжа рамы № 10, И, 12, 13, 13а и 14,
несущие узлы крепления стабилизатора, установки хвостового колеса
и руля поворота, сделаны из специального П-образного профиля с
местными усилениями под узлы.
Хвостовая часть стыкуется с бронекорпусом посредством дуралю-
миновото угольника толщиной 4 мм, приклепанного к хвостовой части
дуралюминовыми заклепками.
К задней бронеплите бронекорпуса угольник хвостовой части кре-
пится 38-ю термически обработанными болтами (d=8 мм, <зв =
= 125 кг/мм2).
На участке между рамами № 7 и 8 снизу вырезан люк для уста-
новки фотоаппарата АФА-ИМ, окантованный прессованным дуралюми-
новым профилем. Место выреза усилено дуралюминовым листом тол-
щиной 1,5 мм, приклепанным поверх набора. Люк имеет две створки
(управление створками описано в разделе «Фотооборудование»).
Под установкой ДАГ-10 снизу между рамами № 3 и 4 сделан
вырез.
На левом борту между рамами № 4 и 6 имеется люк, через ко-
торый можно влезть в фюзеляж для. осмотра и регулирования рас-
положённой в фюзеляже электро- и радиоаппаратуры. Для жесткости
люк окантован штампованной из дуралюмина накладкой толщиной
1,5 мм, связанной со стрингерами и рамами.
Крышка люка не является силовым элементом фюзеляжа и вы-
полнена из набора легких дуралюминовых профилей и обшита ли-
стом толщиной 0,8 мм. Крышка крепится на двух петлях и имеет за-
мок, который открывается нажатием пальца.
В. задней части фюзеляжа имеется вырез под хвостовое колесо.
При уборке хвостовое колесо наполовину входит внутрь фюзеляжа.
Вырез прикрыт сверху сферическим щитком, выколоченным из дур-
алюминового листа.
Фю|зеляж заканчивается хвоСтовы’м kokomL Конструктивно
кок выполнен из набора легких прессованных профилей и дуралюми-
новой обшивки толщиной 0,6 жри. Крепится кок к фюзеляжу с помощью
сварной трубчатой, пирамиды и гайки, расположенной под хвостовым
аэронавигационным огнем.
На раме № 12 установлены два стальных узла крепления перед-
него лонжерона стабилизатора. На узлах имеются гребенки, позволяю-
щие регулировать на земле угол установки стабилизатора.
На раме № 14 установлены три сварных кронштейна крепления
руля поворота и два узла крепления заднего лонжерона стабилизатора.
3:;: 35
36

Для крепления хвостового колеса на раме
№ 12 поставлены два узла, а у рамы. № 10 по
оси симметрии к специальному профилю прикле-
пан узел крепления качалки уборки хвостового
колеса. На раме № 12 (со стороны рамы № 11)
приварено ушко крепления подъемника.
Нижняя часть фюзеляжа на участке установ-
ки хвостового колеса (рамы №№ 10—12) зашита
дуралюминовым листом толщиной 1 мм. В месте
перехода фюзеляжа в киль у основания киля фю-
зеляж зашит листом дуралюмина толщиной 1,5 мм
(седловина). На участке между рамами № 13 и
14 поставлена дополнительная рама № 13а, имею-
щая снизу два стальных узла-упора на случай по-
садки самолета с убранным хвостовым колесом. В
эти узлы упираются сухари, приваренные к втул-
кам оси хвостового колеса.
Киль является неразъемной частью фюзеляжа;
каркас его образован профилированными верхними
частями рам № 11, 12, 13, 13а' и 14, нервюрами,
выштампованными из дуралюмина толщиной
0,8 мм, и передним лонжероном из дуралюмина
толщиной 1 мм\ обшивка — дуралюминовая толщи-
ной 0,8 мм.
На самолетах, начиная с № 1890129 и
№ 6410101, хвостовая часть фюзеляжа усилена в
местах крепления баллонов сжатого воздуха допол-
нительными профилями между верхними стринге-
рами, а на самолетах с № 1890134 и № 6410201—
установкой дополнительных профилей по низу у
стыка с бронекорпусом.
4. ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
Хвостовое оперение (фиг. 24)—свободнонесу-
щее. Стабилизатор 2 и киль — металлические. Руль
высоты 15 и руль поворота 19 имеют металличе-
ский каркас, обтянутый полотном.
В полете' установочный угол стабилизатора не
регулируется; этот угол можно менять на земле в
пределах +2°>, для чего на раме № 11 фюзеляжа
поставлена гребенка.
Руль поворота имеет триммер-флетнер 20, а
руль высоты—триммер 16. Управление триммера-
ми осуществляется из кабины пилота.
Стабилизатор
Стабилизатор состоит из двух частей, кото-
рые стыкуются между собой посредством гребе-
нок 5 четырьмя болтами диаметром 8 мм (ув —
— 120+10 кг/мм2). Переход от консоли стабили-
затора к фюзеляжу закрывается дуралюминовым
обтекателем 3, закрепленным винтами на фюзеля-
же и обшивке стабилизатора.
у 37
t

Фиг. 24. Хвостовое оперение.
1—передний лонжерон стаби-
лизатора; 2—стабилизатор; 3—
обтекатель; 4 и 11—узлы
крепления стабилизатора к
фюзеляжу; 5—стыковые узлы;
6—узлы подвески руля на
стабилизаторе; 7—лонжерон
руля высоты; 8—задний лон-
жерон стабилизатора; 9—ме-
ханизм управления триммером;
10—-лючок для подхода к ме-
ханизму управления тримме-
ром; 12—качалка управления
рулем высоты; 13—кронштейн
крепления руля на заднем
лонжероне стабилизатора;
14—фланцы соединения левой
и правой половин руля вы-
соты; /5—руль высоты; 16—
триммер; 17—узел крепления
руля поворота к килю с ка-
чалкой управления; 18—узлы
крепления руля поворота к
килю; 19—руль поворота;
20—триммер-флетнер.
Каркас стабилизатора состоит из переднего 1 и’ заднего 8 лонже-
ронов, нервюр и стрингеров.
Обшивка — дуралюминовая, в носовой части толщиной 0,8 мм, в
остальных частях—-толщиной 0,6 мм; клепка обшивки — потайная.
Примечание. С машин № 1890111 и № 6410101 увеличена толщина об-
шивки носка стабилизатора до 1 мм и верхнего листа обшивки стабилизатора —
до 0,8 мм. >
Передний и задний лонжероны — балочной конструкции, состоят
из дуралю'миновых прессованных поясов уголкового сечения и стенки
с выштампованными отверстиями.
На лонжеронах в средней части установлены сварные кронштейны
4 и 11 для крепления стабилизатора к фюзеляжу.
Передний лонжерон у нервюры № 1 имеет перегиб в соответствии
с конфигурацией стабилизатора. Задний лонжерон — прямой. Для под-
вески руля высоты на заднем лонжероне установлены кронштейны 6
и 13 с приклепанными ушками для шарикоподшипников.
Носки и средние части нервюр отштампованы из листового дур-
алюмина.
Руль высоты
Руль высоты 15 состоит из двух половин, соединенных между
собой фланцами 14.
Руль имеет аэродинамическую осевую и 100%-ную весовую ком-
пенсации. Балансировочный груз помещен в. носке руля.
Каркас руля — дуралюминовый, состоит из трубчатого лонжерона
диаметром 55X51 мм и штампованных нервюр (0,6—0,8 мм). Носок
руля обшит дуралюминовыми листами толщиной 0,6 мм. В средней
части лонжерона приклепаны узел крепления к стабилизатору и ка-
чалка управления 12.
Для подвески руля к стабилизатору к трубе лонжерона прикле-
пано с каждой стороны -по два узла 6.
*Все болты крепления руля к стабилизатору и стабилизатора к
фюзеляжу —• хромансилевые, термически обработанные, диаметром
7 мм ( <зв —125+15 кг/мм2).
Триммеры руля высоты установлены между нервюрами № 1 и № 3
каждой половины руля.
Каркас триммера состоит из дуралюминового лонжерона, нервюр
и дуралюминово-й обшивки.
К рулю триммер подвешивается на петле с шомполом. М^жду
нервюрами № 2 и 3 проходит стальная тяга, соединяющая рычаг
триммера с механизмом управления 9, установленным на лонжероне
руля (см. главу «Управление самолетом»).
Вертикальное оперение
Вертикальное оперение состоит из киля и руля поворота, имею-
щего- весовую и аэродинамическую (роговую)- компенсации. Баланси-
ровочный груз помещен на конце рогового компенсатора. Киль вы-
полнен за одно целое с фюзеляжем. Руль поворота 19 подвешивается
на трех узлах, причем нижний узел 17 является одновременно качал-
кой управления. Болты крепления руля к килю — хромансилевые диа-
метром 7 мм, термически обработанные ( зв = 125'!г1| кг/мм2).
Каркас руля поворота по конструкции аналогичен каркасу руля
высоты. Нервюры — дуралюминовые, толщина материала 0,6 и 0,8 мм.
39
Лонжерон руля сделан из дуралюминовой трубы сечением
55X51 мм. Обшивка — полотняная. Триммер-флетнер 20 расположен
по задней кромке руля на участке от нервюры № 1 до нервюры № 3
и подвешен к рулю на трех шарнирных узлах. Триммер-флетнер со-
стоит из нервюр и дуралюминовой обшивки. По оси1 нервюры № 2
проходит дуралюминовай тяга, соединяющая рычажок триммер-флет-
нера с электромеханизмом УТ-3, установленным на раме № 14.
5. РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
Все данные по регулировке, нивелировке и по основным установоч-
ным размерам приведены в табл. 1, 2 и 3, а также прилагаются к
формуляру каждого самолета.
При пользовании приводимыми данными надо иметь в виду сле-
дующее:
1. Ось самолета в плане проходит через точки, делящие пополам
расстояния между точками 1п и 1л и точками 2п и 2л (фиг. 25).
2. Положение самолета в линии полета в продольном направлении
определяется превышением точек 1п и 1л над точками 2п и 2л на
44,0 мм, а в поперечном направлении — превышением точки 1п над точ-
кой Тл на 0 мм.
3. Нивелировочные точки на крыле, фюзеляже и стабилизаторе
ставятся на нижних поверхностях.
Точки делаются в. виде кружков диаметром 10 мм и закрашиваются
красной краской.
4. Для органов управления, за исключением щитков и элеронов,,
отклонения от номинальных углов в сторону увеличения не ограни-
чиваются.
Таблица 1
Нивелировочные замеры
Что замеряется Наименование замера Размер по чертежам мм
Угол атаки крыла1 Превышение точки 1 над точкой 2 » » 4 » » О „ w () О J » Я Я » • 44,0±6 37±5 7,5±3,5 13,5±3
Поперечное V крыла Превышение точки 3 над точкой 1 >; » ч п i „ „ 7 „ „ 1 172,5±7 350,5±14 150,5± 18,5
1 Разность замеров правого и левого крыла не более допуска.
40
Продолжение
Что замеряется Наименование замера Размер по чертежам мм
Установка по .высоте пра- вой и левой консолей Превышение точки 5п над 5л 0±14
Установка крыла в плане Вынос точки 1 от точки 7 в плане 821±10
Установка хвостовой части фюзеляжа Превышение точки 13 над точкой 1 Смещение точки 13 от оси самоле- та в плане 531+15 0±15
Установка стабилизатора по высоте Превышение точки 10 над точкой 1 Превышение точки 12п над точкой 12л 769±20 0±15
Угол атаки стабилизатора Превышение точки 10 над точкой 9 Превышение точки 12 над точкой 11 24,5±3 3±1
Поперечное V стабилиза- тора Превышение точек 12 над точками 10 23,5±5
Установка бронекорпуса Превышение точки 20 над точкой 1 Смещение точки 20 от оси самолета в плане 247+10 0±10
41
42
Таблица 2
Расположение нивелировочных точек
№ точек Положение точек Эскизы
1 На переднем торце стыковой гребенки переднего лонжерона центроплана (по оси разъема) - н.п. пп '

2 На переднем торце стыковой гребенки заднего лонжерона (по оси разъема)
3 Точка пересечения оси нервюры № 7 крыла с осью переднего лонжерона на нижней поверхности крыла Ось лереРл. лонжер.
4 Точка пересечения оси нервюры № 7 крыла с осью заднего лонжерона на ниж- ней поверхности крыла
5 Точка пересечения нервюры № 14 кры- ла с осью переднего лонжерона на нижней поверхности крыла
6 Точка пересечения нервюры № 14 кры- ла с осью заднего лонжерона на нижней поверхности крыла
7 Точка пересечения нервюры № 18 крыла с осью переднего лонжерона на нижней поверхности крыла Ось передн. ложр- 7^
8 Точка пересечения нервюры № 18 крыла с осью заднего лонжерона на нижней поверхности крыла
9 - Точка пересечения нервюры № 2 стаби- лизатора с осью переднего лонжерона на нижней поверхности стабилизатора Осьлередплвня/ер.
43
Продолжение
№ точек Положение точек Эскизы
10 Точка пересечения нервюры № 2 стаби- лизатора с осью заднего лонжерона на нижней поверхности стабилизатора Ось завtt. ''нерв- П-г/лонжер.
и Точка пересечения нервюры № 10 ста- билизатора с осью переднего лонжерона на нижней поверхности стабилизатора Ось середы, леем ер.
12 Точка пересечения нервюры № 10 ста- билизатора с осью заднего лонжерона на нижней поверхности стабилизатора . ОсьзаОн. лонжер.
13 Точка пересечения осевой плоскости рамы № 14 с вертикальной плоскостью симметрии самолета на нижней поверхно- сти фюзеляжа Г/Т I Рама №-14
14 Концевая точка на внешней торцевой нервюре флетнера руля высоты Харда г—
15 Концевая нижняя точка на торцевой нер - вюре руля высоты триммер \Хшн)и Т7=» —} 1
16 Концевая точка на внешней торцевой нервюре щитка центроплана р-
17 Концевая левая точка на торцевой нер- вюре руля поворота -*'—гЫ Флетиер Г , Гг^ 1 ГХОоддТРП |4k,J > ^/7
18 Концевая точка на верхней торцевой нер- вюре триммера и флетнера руля поворота » Xopitaf9l Г~ —г,- '13
19 и 21 Концевые точки на внутренней торцевой нервюре элерона и триммера Хорда —
Концевые точки на внутренней торцевой
нервюре элерона и триммера
44
Таблица 3
Отклонение элеронов, щитков, рулей и триммеров
Наименование органа управления Отклонения в гра- дусах - Отклонения в миллиметрах Примечание
вверх вниз вверх ВНИЗ
Элерон (замер в точ- ке 19) 25°±1°30' 15°±1° 154±9 93±6
Триммер элерона (за- мер в точке 21) —2° 28° —2° 28° -2 24 —2 24
Руль высоты (замер в точке 15) 30° —1° 15+ 174-б 88-б Замерять при полностью откло- ненном триммере в противополож- ную сторону
Триммер руля высоты (замер в точке 14) 12° —1° 12° —1° 21-2 21-2 Замерять при нейтральном по- ложении руля вы- соты
Щиток (замер в точке 16) Посадоч- ный, угол 390±д8
Взлетный угол 17°±1° 151+9
Руль поворота (замер в точке 17) вправо влево вправо влево
27°_р 27° —1° 354-13 354 —13
Триммер-флетнер ру- ля поворота как трим- мер (замер в точке 18) 7°20'_р 7°20Др 15-2 15±2 Замерять при нейтральном по- ложении руля
Так же, как флетнер (замер в точке 18) 23°30'_1О= 23°30Дз° 48-2 48±g Замерять при нейтральном по- ложении рукоятки триммера и при руле, отклонен- ном на 27° в противоположную сторону
45
ГЛАВА ВТОРАЯ
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ПРИСПОСОБЛЕНИЯ
1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Шасси — одностоечное, убирающееся в полете назад в центроплан
(фиг. 26). При уборке задний подкос складывается и-нога шасси от-
клоняется назад на угол 89°28'. Одновременно с отклонением назад
нога совместно с колесом поворачивается вокруг своей оси на угол
86°. Вследствие этого в. убранном положении колесо полностью пря-
чется в межлонжеронную часть центроплана. Поворот ноги вокруг
своей оси обеспечивается тягой поворота 4, которая одним концом шар-
нирно связана с рычагом поворота на стойке, а другим — с узлом на
центроплане. В местах поворота стойки, т. е. в верхнем узле 3 и в хо-
муте 2, поставлены бронзовые втулки. В убранном положении нога
шасси закрыта обтекателем, закрепленным на ноге.
В выпущенном положении шасси удерживается замками на зад-
них подкосах; в убранном положении — верхними замками, установлен-
ными на ферме центроплана.
Хвостовое колесо, убирающееся в. полете назад, установлено на
стойке между рамами № 12 и 14 фюзеляжа (см. фиг. 63). В выпу-
щенном и убранном положениях стойка хвостового колеса (костыль)
удерживается замками, находящимися в подъемнике хвостового колеса,
и упорами на фюзеляже. Имеется стопор хвостового колеса, управляе-
мый пилотом.
Уборка и выпуск шасси и хвостового колеса производятся сжатым
воздухом. Надежность действия системы уборки и выпуска шасси
обеспечивается дублированием двух источников питания воздухом: бал-
лонами запуска, наполняющимися от компрессора АК-50 или АК-75
на моторе, и резервным баллоном сжатого воздуха (давление 150ат).
На случай отказа в работе воздушной системы для выпуска шасси
имеется аварийный механизм с тросовым управлением.
Для контроля за уборкой и выпуском шасси установлена сигнали-
зация двух видов:
а) механическая (при помощи штырей, выходящих из крыла), по-
казывающая любое положение, в котором находится шасси;
б) электрическая — при помощи лампочек, которые сигнализируют
о закрытии замков при полностью выпущенном или полностью убран-
ном шасси.
Установка хвостового колеса имеет только электрическую сигна-
лизацию, обеспечивающую лишь контроль за полностью выпущенным
положением хвостового колеса.
46
ШДССН В ЫВРДННОТ ППЛПМЕНМИ
Фиг. 26. Общий вид шасси.
/—амортизационная стойка шасси; 2—хомут заднего подкоса; 3—верхний узел
крепления ноги; 4—тяга поворота стойки; 5—указатель положения шасси;
6—подъемник шасси; 7—цилиндр-выключатель верхнего замка; 8—рычаг ава-
рийного выпуска шасси; 9—верхний замок; 10—кнопка сигнализации выпущен-
ного положения шасси; 11—колесо с пневматикой; 12—подкос; 13—замок под-
коса; 14—цилиндр-выключатель замка подкоса; 15—кнопка сигнализации
убранного положения шасси; 16—створки обтекателя; 17—обтекатель колеса;
I 18—ось колеса (проходит внутри нижнего башмака ноги шасси),
47
Амортизация шасси — масляно-воздушная. Колеса шасси разме-
ром 800X260 мм снабжены двухсторонними пневматическими тор-
мозами.
Каждая нога шасси состоит из амортизационной стойки с колесом,
заднего подкоса, подъемника и тяги поворота.
Амортизационная стойка шасси 1 снизу соединена с осью колеса
18, на которой надето колесо И. Верхняя часть стойки крепится к
стальным узлам на переднем лонжероне центроплана. К средней части
стойки подходит сзади штампованный стальной подкос 12, верхняя
половина которого посажена на ось, закрепленную на узлах жесткости
центроплана.
Нормально уборка и выпуск шасси производится подъемником 6,
шток которого соединен с рычагом в верхней половине подкоса. В. со-
членениях подъемника 6 с центропланом и рычагом подкоса установ-
лены карданы, обеспечивающие свободу поворачивания подъемника
при уборке и выпуске шасси.
Аварийный выпуск шасси производится рычагом 8, соединенным
тросовой проводкой с лебедкой, установленной в. кабине пилота.
2. НОГА ШАССИ
Амортизационная стойка с колесом
Амортизационная стойка (амортизатор) служит для поглощения
работы, возникающей при ударе шасси о землю, а также для поглоще-
ния работы толчков и ударов при посадке и взлете, вызываемых не-
ровностями аэродрома. В то же время стойка является основным си-
ловым элементом шасси.
Снизу на амортизационную стойку надевается башмак 17 (фиг. 27),
крепящий ось колеса 19; сверху стойки имеется рычаг 20 для поворота
ее вокруг продольной оси.
На цилиндр амортизатора 9 надеты: верхний узел 21, который
является подшипником и узлом крепления ноги к центроплану, и хомут
25, служащий подшипником ноги и узлом для присоединения подкоса.
При уборке шасси узел 21 поворачивается только назад, хомут 25
самостоятельно^ вращаться не может, так как удерживается задним
подкосом и перемещается вверх—назад вместе со стойкой шасси. Стой-
ка шасси вращается в двух подшипниках: в узле 21 и хомуте 25, кото-
рые для уменьшения трения снабжены бронзовыми вкладышами 3 и 5.
Цилиндр соединен с нижней частью поршня шлицшарниром 31, предот-
вращающим разворот колеса вокруг оси стойки при посадке.
На цилиндр амортизатора 9 надеты хомуты: 24 — для крепления
управления створками обтекателя, 27 — для крепления обтекателя ко-
леса и 30 — для крепления тормозной проводки. Положение этих хому-
тов менять нельзя. Риски на хомутах и цилиндре служат для кон-
троля за правильным положением хомутов (фиг. 28).
На нижнем башмаке 17 (см. фиг. 27) имеется узел крепления об-
текателя колеса.
Bice силовые детали стойки шасси изготовлены из хромансиля и
термически обработаны до ав = 125 кг/мм2.
Амортизатор состоит из цилиндра 9 (см. фиг. 27) с диффу-
зором, уплотнением и зарядной арматурой и поршня 16. Цилиндр из-
готовлен из толстостенной трубы с приваренным верхним дном. Внутрен-
няя поверхность цилиндра шлифованная, по ней скользит верхняя на-
правляющая букса 6. Нижняя часть цилиндра имеет уширение для
48
помещения уплотнения и бронзовой направляющей буксы 13. На на-
ружной поверхности цилиндра сделаны шлифованные шейки для брон-
зовых втулок подшипников. Клапан, ввернутый в штуцер 22, служит
для зарядки амортизатора воздухом, пробка 23 — для заливки смесью.
Конструкция штуцера 22 представлена на фиг. 29.
Поршень 16 <(см. фиг. 27) представляет собой толстостенную
трубу с диафрагмой посредине. Нижняя часть его наружной поверхно-
сти отшлифована, на этом участке ходит букса 13 при обжатии амор-
тизации.
На верхний конец поршня навернута на резьбе и законтрена верх-
няя направляющая букса 6,. в которой имеется 23 отверстия диамет-
ром 4 мм, обеспечивающие свободный проход амортизационной смеси,
поступающей в полость, расположенную под буксой между цилиндри-
ческими поверхностями поршня и цилиндра.
Внутренняя полость цилиндра и поршня образует герметически за-
крытый сосуд, в котором находятся под высоким давлением воздух и
жидкость (амортизационная смесь). Этот сосуд делится диффузором 4
на две камеры. Нижняя камера заключена внутри поршня и всегда за-
полнена смесью. Верхняя камера включает всю остальную часть со-
суда, в том числе и объем, заключенный между стенками поршня и
цилиндра, и заполнена воздухом и частично смесью. Сообщаются эти
камеры посредством отверстий в диффузоре. Для правильной работы
амортизатора диффузор должен быть покрыт смесью...
При сжатии амортизатора от внешнего удара смесь проталкивается
через отверстие в. диффузоре из нижней камеры в верхнюю, сжимая в
последней воздух; при этом под действием струи жидкости приподни-
мается клапан 26 диффузора, открывая его дополнительные отверстия
в стакане 7. Таким образом работа поглощается сжатием воздуха, про-
талкиванием смеси через отверстия в диффузоре и трением манжет
уплотнения о стенки цилиндра.
Когда работа удара поглощена, сжатие амортизатора прекращается
и амортизатор возвращается сжатым воздухом в исходное положение
(обратный ход). Сжатый воздух перегоняет смесь из верхней камеры
в нижнюю, тем самым (выталкивая поршень обратно. Смесь, протекая
через диффузор, опускает клапан 26 и закрывает дополнительные от-
верстия. Протекая через уменьшенное проходное сечение, смесь погло-
щает работу, отдаваемую сжатым воздухом, и уменьшает скорость
движения поршня для смягчения удара при возвратном ходе поршня.
Работа сжатого воздуха при обратном ходе поршня частично по-
глощается также сопротивлением протеканию смеси через отверстия
в направляющей буксе 6.
Для получения более мягкой амортизации в момент приземления
самолета при посадке, а также при рулежке самолета на земле, на
корпусе диффузора (снаружи) сделаны четыре дополнительных продоль-
ных паза, которые при небольших обжатиях амортизатора (до 40—
45 мм) пропускают дополнительное количество смеси и этим уменьшают
жесткость торможения. При ходе поршня более 40—45 мм указанные
пазы перекрываются штоком, и перетекание смеси через них прекра-
щается. При этом амортизация становится более жесткой, так как смесь
перетекает с большим сопротивлением.
Уплотнение поршня состоит из четырех кожаных манжет 12 (см.
фит. 27), распорных дуралюминовых колец 11, направляющей буксы
13, затяжной гайки 14 и гайки 10 для упора поршня. В нижней гайке
14 помещен асбестовый сальник.
4 Самолет Ил-10
49

Контровка бронзовых вкладышей с
помощью переходников
Фиг. 27. Амортизационная стойка шасси с колесом (нога шасси).
Обозна- Обозна-
чение на Наименование чение на Наименование
фигуре фигуре
1 Верхний стакан крепления 25 Хомут крепления подкоса
корпуса диффузора шасси
2 Шайба 26 Клапан диффузора
3 Бронзовые вкладыши подшип- 27 Хомут крепления направляю-
НИКОВ щей обтекателя колеса
4 Корпус для диффузора 28 Шайбы, фиксирующие поло-
5 Бронзовые вкладыши подшип- жение болта 29
НИКОВ 29 Стяжной болт серьги
6 Направляющая букса 30 Хомут крепления тормозного
7 Стакан диффузора с дополни- шланга
тельными отверстиями 31 Шлицшарнир (для предотвра-
8 Гайка диффузора щения поворачивания ко-
9 Цилиндр амортизатора леса)
10 Гайка для упора поршня 32 Шайба
11 Распорные кольца 33 и 34 Распорные втулки
12 Кожаные манжеты 35 Тормозной диск со шлицами
13 14 Направляющая букса Затяжная гайка уплотнения 36 37 Затяжная гайка Масленка-штауфер
15 Набивка сальника 38 Осевой болт серьги
16 Поршень амортизатора 39 Возвратная пружина серьги
17 Нижний башмак стойки 40 Регулируемая серьга для
18 Тормозная проводка верхнего замка Втулка серьги
19 Ось колеса 41
20 Рычаг поворота стойки 42 Болты крепления тормоза ко-
21 Верхний узел крепления ноги шасси 43 леса Воздушная проводка’ к тор-
22 Зарядный штуцер для зарядки воздухом 44 мозу Лапки контровой шайбы, за- тяжной гайки
23 Заливная пробка (для заряд- 45 Контровка оси
ки смесью) 46 Двухтормозное колесо 800 X
24 Хомут с ушковым болтом 47 Х260 мм
крепления створок обтека- Конусные втулки
теля 48 Стальное кольцо — шайба
4*
51
Особенно тщательно' надо следить при первичной сборке (и после-
дующих разборках и сборках) за качеством манжет. Наружная поверх-
ность манжет не должна иметь царапин и других повреждений, острые
кромки их не должны быть порваны и растресканы. От состояния ман-
жет зависит качество работы амортизатора.
Полный ход поршня амортизатора равен 250 мм. Для контроля за
просадкой поршня на
Фиг. 28. Схема располо-
жения контрольных ри-
сок на амортизационной
стойке.
его наружной поверхности электрографом нанесе-
ны горизонтальные риски с числами 3, 50, 85,
100, Г50, 200 и 230 (см. фиг. 28). По делению
«3» производится контроль за полным выходом
поршня (самолет на подъемниках). При полном
выходе поршня из амортизатора риска «3»
должна выходить из цилиндра стойки на рас-
стоянии 2—4 мм от затяжной гайки 14 (см.
фиг. 27).
Остальные деления на поршне служат для
следующих целей:
а) деление «85» определяет необходимую
просадку поршня при проверке объема смеси
в стойке;
б) деление «100» характеризует просадку
поршня на стоянке при нормальном весе само-
лета;
в) по делению «150» определяют просадку
поршня на стоянке при перегрузочном варианте
загрузки самолета;
г) деление «230» соответствует максималь-
ному расчетному ходу;
д) деления «50» и «200» являются проме-
жуточными.
На цилиндре амортизатора смонтирована
серьга 40 для верхнего замка (см. фиг. 27).
Серьга регулируется по длине для подгонки об-
текателя колеса; она выполнена пружинящей
для надежного попадания в верхний замок. Ре-
гулирование производится перестановкой шайб
28 с втулкой 41. Затягиваются шайбы после
перестановки болтом 29. Регулирование должно
производиться особенно тщательно; зубья на-
сечки на серьге и на шайбах должны точно сов-
падать по направлению; не должны быть помяты
или загрязнены, ось втулки 41 должна быть
строго параллельна оси осевого болта 38. При
регулировании переставлять как нижнюю, так
и верхнюю шайбы 28 на одинаковое число
зубьев. После регулирования проверить затяжку
стяжного болта 29 и законтрить его гайку
шплинтом (на машинах первых серий — кер-
нита).
Повторное регулирование серьги производить
т о л ь к о при нарушении регулировки (если серьга разбол-
талась) или при смене обтекателя колеса.
Осевой болт 38 сильно не затягивать, чтобы не воспрепятствовать
качанию серьги. Серьга должна быть прижата пружиной 39. Если серь-
52
из толстостенной хромансилевои
нижний башмак 17 стойки и за-
Фиг. 29. Зарядный штуцер.
1—резиновый клапан; 2— гайка; 3— уп-
лотнительное кольцо; 4—болт; 5—кор-
пус штуцера; 6— пружина; 7—гайка;
8—гайка-заглушка; 9— клапан гайки-
заглушки; 10— штуцер цилиндра амор-
тизатора; 11—тросик крепления гай-
ки 8.
гу оттянуть, то пружина должна энергично вернуть ее в исходное по-
ложение.
В целях усиления крепления серьги к стойке на самолетах с
№ 1890109 увеличен диаметр болта 38 с 8 мм до 12 мм, усилена пру-
жина 39 и усилены ушки крепления серьги к стойке.
Соответственно увеличению диаметра болта 38 увеличены внутрен-
ний и наружный диаметры распорной втулки, внутри которой проходит
упомянутый болт.
Ось колеса 19 изготовлена
трубы, вставленной одним концом в.
крепленной в нем одним цилиндри-
ческим болтом с конусными проб-
ками.
Для крепления тормозных ди-
сков и подшипников на ось надеты
тормозной фланец 35 и две рас-
порных втулки 33 и 34. Второй
тормозной фланец приварен к баш-
маку крепления оси 17. После на-
девания колеса все детали затяги-
ваются гайкой 36, снабженной от-
гибной контршайбой 44. Контршай-
ба 44 имеет три лапки — две рабо-
чие и одну запасную.
Узел крепления аморти-
зационной стойки 21 является эле-
ментом, передающим основные уси-
лия, воспринимаемые стойкой, на
центроплан, и основным подшипни-
ком, позволяющим стойке вращать-
ся вокруг двух перпендикулярных
осей. Трущиеся при вращении по-
верхности должны быть очень чисто
выполнены и содержаться в исправ-
ном состоянии. На них не должно быть грязи и царапин, направленных
поперек движения. Поверхности должны смазываться при сборке тон-
ким слоем смазки НК-30 или КВ-4 и периодически промываться бен-
зином и смазываться новой смазкой через четыре штауфера на каждом
узле (см. раздел «Инструкция по пользованию шасси»). Вращение во-
круг горизонтальной оси происходит с трением стали по стали; эти де-
тали имеют разную твердость: узел имеет о.в = Г0511! кг/мм2, а ось —
оу, равную 130—145 кг/мм2. Вращение вокруг вертикальной оси проис-
ходит ПО' запрессованным в узел бронзовым вкладышам 3 и 5, снаб-
женными канавками для смазки. Очень важна величина зазоров, в со-
членениях этого узла: слишком малый зазор затрудняет вращение, а
большой — вызывает сильное качание шасси.
По горизонтальной оси вращения зазоры по диаметру (с?=35 мм)
допускаются от 0,05 до 0,25 мм, суммарные осевые зазоры — .от 0,18
до 1,50 мм. Если зазоры по диаметру больше допустимых, то необ-
ходимо' отверстие в узле крепления стойки и в узлах крепления на
центроплане развернуть на 0,2—0,5 мм больше номинала и поставить
ось вращения большего диаметра. Отверстия в узлах на центроплане
развертывать совместно в обоих узлах разверткой с направляющей.
53
В случае увеличения осевых зазоров сверх нормы проложить каленую
до а7> = 125tL5 кг)мм2 шлифованную шайбу, но не тоньше 2 мм, спилив
торец узла на 0,7—0,8 мм.
По вертикальной оси вращения (d=102 мм) должны быть диа-
метральные зазоры от 0,07 до 0,25 мм и суммарные осевые зазоры от
0,1 до 0,4 мм. Если диаметральные зазоры увеличены сверх нормы, то
бронзовые вкладыши необходимо заменить. После запрессовки вклады-
шей они должны быть совместно развернуты до требуемого диаметра,
обеспечивающего нужные зазоры (около* нижнего предела, что- способ-
ствует увеличению срока эксплоатации).
При запрессовке необходимо следить за совпадением отверстий для
смазки на вкладышах и- на узле. После запрессовки вкладышей торце-
вые поверхности их чисто* обработать на станке и заполировать, строго
соблюдая перпендикулярность торца оси к рабочей поверхности.
Примечание. В целях устранения возможности проворачивания бронзо-
вых вкладышей 3 и 5 в верхних узлах шасси и хомутах крепления подкоса с ма-
шин № 1895035 и № 6410101 введена контровка вкладышей при помощи спе-
циальных хромансилевых переходников (см. фиг. 27). Контровочные переходники
устанавливаются в гнезда, предусмотренные ранее для установки штауферов,
смазывающих бронзовые вкладыши; в этом случае штауферы 37 вворачиваются
в гнезда переходников.
При постановке переходников следить за тем, чтобы ввинченный доотказа
переходник не касался бы тела цилиндра и зазор между торцем переходника и
цилиндром был от 0,5 до 1,5 мм . для переходника в хомуте и от 0,8 до
1 мм для переходника в узле шасси.
(На всех ранее выпущенных машинах также поставлены переходники силами
строевых частей).
Если осевые зазоры будут больше нормы, то шлифованное кольцо
48, установленное- между узлом 21 и рычагом 20, заменить более тол-
стым. Кольцо изготовлено из хромансиля и термически обработано до
равном 70—Г00 кг)мм2.
При всех заменах следить, чтобы новые детали имели чистую рабо-
чую поверхность. При сборке амортизатора детали промывать бензином
и смазывать тонким слоем смазки НК-30 или КВ-4. Все острые кромки
затупить. Также промыть бензином и смазать тонким слоем смазки
НК-30 или КВ-4 поверхность шейки стойки при установке на нее узла.
Примечание. Указанные зазоры являются максимально допустимыми
при эксплоатации.
Хомут крепления подкоса 25 является узлом крепления
и дополнительным подшипником вращения стойки. Он состоит из двух
половин и четырех бронзовых вкладышей. Каждая пара вкладышей,
образующих кольцо, приторцована друг к другу. При сборке хомута
необходимо строго- выдерживать положение разъемов вкладышей и от-
верстий для смазки (см. фиг. 27, сечение по ББ). При сборке хомута
большую роль играет правильная затяжка болтов, стягивающих обе
половины хомута; слишком слабая затяжка приводит к разбалтыванию
хомута, а слишком сильная — к деформации вкладышей и увеличению
трения во* время вращения.
Затяжку каждого* болта производить силой 5 кг, приложенной на
плече ключа в- 200 мм. Во* время эксплоатации запрещается изменять
затяжку болтов, за исключением самых крайних случаев, когда узел
разболтался настолько, что- вкладыши разошлись или требуют замены.
Все указания об* уходе за трущимися поверхностями верхнего узла
21 относятся также и к хомуту 25.
В* хомуте* 25 диаметральные зазоры (d=98 мм) должны быть от
0,12 до 0,50 мм, а осевые зазоры—от 0,1 до 0,5 мм. Если зазоры уве-
дичились более допустимой величины, то необходимо замените бронзо-
вые вкладыши. Указанные значения зазоров являются максимально' до-
пустимыми в эксплоатации.
При замене вкладышей необходимо собрать хомут с новы-
ми вкладышами отдельно, правильно 'затянуть все болты и
проверить правильность и размеры окружности рабочей поверхности и
совпадение торцевых поверхностей вкладышей. Допустимая овальность
рабочей поверхности определяется разницей перпендикулярных диа-
метров, которая не должна превышать 0,05 мм. После проверки хомута
стойке. На стойке проверить
Втулке/ ставить длинным
его нужно разобрать и собрать уже на
зазоры, которые должны быть возможно
ближе к нижнему пределу для увеличе-
ния сроков эксплоатации.
После окончательной установки хо-
мута на стойку проверить легкость его
вращения вокруг стойки; он должен вра-
щаться при приложении к болту крепле-
ния подкоса силы не более 1 кг.
Рычаг 20 поворота с то й-
к и — сварной из хромансиля с последую-
щей термообработкой. Крепится рычаг к
стойке двумя конусными пробками, стя-
гиваемыми болтом. Ушко этого рычага
своим положением определяет угол пово-
рота стойки вокруг своей оси; поэтому
при установке рычага на месте после его
снятия необходимо точно сохранить его
Фиг. 30. Шаровой шарнир тяги
поворота амортизационной стойки,
положение, фиксируя его по
отверстиям под конусные пробки.
Тяга поворота стойки 4 (см. фиг. 26) представляет собой
два свертываемых стакана с наконечниками. К центроплану подходит
обычный ушковый наконечник, а к рычагу на стойке шасси — наконеч-
ник с шаровым шарниром. Шаровой шарнир (фиг. 30) состоит из сталь-
ного (эд =125ts5 кг/мм2) стакана с шаровым выступом, двух бронзо-
вых вкладышей и стяжной гайки. Этой гайкой регулируются зазоры в
шаровом шарнире; зазоры должны быть минимальными, по допускаю-
щими свободное вращение. Изменять регулировку шарового шарнира
допускается только в самых крайних случаях; при нормальной эксплоа-
тации (включая и случаи снятия тяги поворота) гайку не поворачи-
вать. Также не' следует менять регулировку длины тяги поворота (на
контровой проволоке тяги должна стоять пломба). Длину тяги устанав-
ливают, руководствуясь правильным положением колес в- выпущенном
положении. При изменении длины тяги колесо повертывается вокруг
оси стойки.
Ось колеса в выпущенном положении должна находиться в
вертикальной плоскости, перпендикулярной продольной оси самолета.
Допустимое отклонение конца оси колеса, от этой плоскости не более
5 мм (на длине 350 мм). Колебания конца оси колеса, вызванные на-
личием люфтов, не должны выходить за пределы этого допуска.
Тяга поворота крепится на болтах диаметром 14 мм ав =
= 125Zt1| кг/'мм2.
Порядок монтажа и демонтажа амортизатора шасси см. в разделе
«Эксплоатационные указания по пользованию шасси, хвостовым коле-
-сом- и щитками».
55
Подкос шасси
Подкос шасси (фиг. 31) состоит из двух частей, шарнирно соеди-
ненных между собой. При выпущенном шасси обе части подкоса за-
пираются замком, смонтированным в средней части подкоса.
Центр болта среднего шарнира подкоса опущен вниз относительно
оси, проходящей через центры отверстий диаметром 18 и 35 мм на
концах подкоса, на 15±2 мм (стрела прогиба подкоса).
На конце верхней части подкоса 1 приварена втулка 12, которой
подкос надевается на ось узлов центроплана. Втулка имеет ушки для
прикрепления рычага И аварийного выпуска шасси и рычага 13 для
присоединения штока подъемника шасси.
На концах втулки 12 ввинчены масленки-штауферы, обеспечиваю-
щие смазку оси вращения подкоса. Смазка среднего шарнира подкоса
обеспечивается штауфером, ввинченным в головку пустотелого болта
среднего шарнира.
Подкосы изготовлены горячей штамповкой из хромансиля с после-
дующей термической обработкой до <зв =125'^5 кг!мм2.
Замки шасси
Замок подкоса
Замок подкоса (см. фиг. 31) запирает ногу шасси в выпущенном
положении. Он состоит из крюка 4, собачки 6, двух щек 5, образующих
корпус замка, цилиндра-выключателя 19, трех пружин 10, 14 и 15 и
концевого выключателя 9.
Крюк замка изготовлен из хромансиля с последующей термообра-
боткой до ов =125111 кг{мм2, собачка и щеки корпуса изготовлены
также из хромансиля и обработаны доав = 1051г1| кг/мм2. В месте со-
прикосновения нижней рабочей части собачки со шлифованной поверх-
ностью крюка замка должен быть равномерный зазор по всей поверх-
ности, необходимый для правильной работы замка. Величина зазора
изменяется в зависимости от направления нажатия на отросток крю-
ка а, при нажатии вперед (к колесу) зазор должен быть в пределах
0,3—0,8 мм, при нажатии назад — до 1,5 мм. Величину зазора прове-
рить щупом при закрытом замке, когда самолет подвешен на пира-
мидах.
Открывается замок следующим образом. Шток цилиндра-выклю-
чателя, преодолевая усилие возвратной пружины 10, поворачивает со-
бачку 6, освобождая этим крюк 4. Крюк под действием пружины вы-
ходит из зацепления с болтом 3, и замок открывается.
После этого поршень цилиндра-выключателя открывает проход воз-
духу в подъемник шасси, который и производит уборку.
При выпуске шасси болт 3, нажимая на крюк, поворачивает его;
крюк своим концом отжимает собачку, после чего она возвратной пру-
жиной 10 устанавливается на место. Ограничителем хода собачки слу-
жит упор 20.
Верхний замок
Верхний замок (фиг. 32) удерживает шасси в убранном положении.
Серьга 12, установленная на ноге шасси, заходит в зев, замка и за-
пирается там крюком 4.
56

Фиг. 31. Подкос шасси
с замком.
1—верхняя часть подкоса; 2—
нижняя часть; 3—упорно-сое-
динительный болт подкоса;
4—-крюк замка; 5—корпус
замка; 6—собачка замка;
7—упор сигнализации; 8—
ролик тросовой проводки
управления аварийным вы-
пуском шасси; 9—концевой
выключатель сигнализации
ВК-166; 10—возвратная пру-
жина; 11—рычаг аварийного
выпуска шасси; 12—втулка
для крепления подкоса на
узлах центроплана; 13—рычаг
для присоединения штока
подъемника; 14 и 15—пружи-
ны; 16—-поводок качалки по-
ворота собачки; 17—шарнир-
ный болт подкоса; 18—упор
крюка; 19—цилиндр-выключа-
тель; 20—упор собачки. Ука-
занный на левом чертеже за-
зор должен быть равномерным
и равняться при нажатии на
выступ а по стрелке А 0,3—
0,8 мм, а при нажатии по
стрелке В — до 1,5 мм.
Фиг. 32. Верхний замок шасси.
1—собачка; 2—упор собачки; 3—пружины; 4—крюк; 5—корпус замка; 6—пере-
даточный тандер; /-‘-концевой выключатель ВК-166 с кронштейном крепления;
8—цилиндр-выключатель; 9—возвратная пружина; 10—переходная качалка;
11—трос к рычагу аварийного выпуска шасси; 12—серьга на стойке шасси.
58
Замок состоит из корпуса 5, закрепленного на профилях жесткости,
крюка 4, собачки 1, тандера 6, переходной качалки 10, цилиндра-выклю-
чателя 8, возвратной пружины 9, концевого выключателя 7 и других
деталей.
Материал и термическая обработка деталей замка те же, что у
замка подкоса. Работа верхнего замка отличается от работы замка на
подкосе только1 передачей движения поршня цилиндра-выключателя на
рычаг собачки.
В' работе замка различают следующие: четыре положения:
а) положение I—замок закрыт;
б) положение II — замок открыт и воздух из цилиндра-выключате-
ля 8 начинает поступать в подъемник шасси;
в) положение III — замок открыт полностью, подъемник выпускает
шасси;
г) положение IV — замок открыт, воздух из цилиндра-выключателя
стравлен.
При уборке шасси валик серьги 12 попадает в зев корпуса замка,
скользит по его направляющей кромке и доходит до конца зева. В по-
следней части зева валик встречает отросток открытого крюка 4, давит
на него и закрывает за собой крюк.
Крюк при закрывании отжимает собачку 1. При закрытом крюке
собачка под действием пружины 9 задвигается за хвостовик крюка и
запирает замок.
Для того чтобы закрыть замок, крюк должен быть в открытом по-
ложении; если же он окажется в закрытом положении, то валик серьги
будет давить на его тыльную поверхность и не сможет открыть его.
В открытом положении крюк удерживается пружиной <3 и собач-
кой, которая под давлением пружины 9 своей выемкой прижимает хво-
стовик крюка. Необходимо1 следить за тем, чтобы верхний замок при
выпущенном шасси исправно- открывался.
Открывание верхнего замка происходит следующим образом. Воз-
дух по- линии выпуска поступает в цилиндр-выключатель и выдвигает
его шток. При движении штока поворачивается качалка 10 и посред-
ством тандера 6 поворачивает собачку 1, выводя ее из зацепления с
хвостиком крюка. Крюк открывается и начинает отходить под действием
опускающейся серьги 12. При опускании ноги валик серьги скользит
по профилю носка крюка и отжимает его в открытое положение.
После выхода собачки 1 из зацепления с хвостиком крюка откры-
вается доступ воздуха в подъемник шасси, который выпускает ногу шас-
си до конца. При проверке на земле шасси начинает выпускаться под
действием собственного веса еще: до того, как воздух поступил в подъ-
емник шасси; при выпуске же в полете на большой скорости давление
воздушного потока удерживает шасси, и оно начинает выпускаться толь-
ко' после поступления воздуха в цилиндр. Эта разница в начале выпуска
шасси должна быть учтена при регулировании механизма выпуска шас-
си на земле. При неправильной регулировке цилиндра-выключателя за-
мок на земле может открываться, а в полете-—закусить серьгу 12 и не
открыться.
Поэтому необходимо1 строго придерживаться размеров и допусков,
указанных в разделе «Регулирование замков».
При аварийном выпуске шасси верхний замок открывается тро-
сом 11, который одним концом присоединен к качалке замка 10, а дру-
гим — к качалке системы управления аварийного выпуска (см. фиг. 57).
При вращении лебедки аварийного выпуска трос перекатывается по
59
ролику на рычаге и поворачивает до упора качалку, к которой он при-
соединен. После поворота йачалки до упора начинает выпускаться
шасси.
Рабочие поверхности деталей замка (отросток крюка и носок крю-
ка), по которым происходит взаимное скольжение деталей, должны
быть гладкими, не иметь уступов, поперечных рисок, вмятин и видимых
следов, обработки. Очень важна форма этих поверхностей, особенно
профиль носка крюка. При неправильном профиле крюка затрудняется
отжимание его при открывании замка, что может привести к заклини-
ванию' крюка и к невыпуску шасси.
Категорически запрещается подпиливать крюки
замков. Если крюк заклинивается, то необходимо' проверить его раз-
меры и форму по чертежу и при неправильном профиле крюка заменить
его новым, соответствующим чертежу.
Регулирование замков
При регулировании замков должны быть учтены следующие общие
требования:
1. Перед установкой цилиндра-выключателя на замок проверить его
полный ход, он должен быть равен 30 + 1 мм-, проверить, начинает ли
воздух выходить через боковой штуцер при ходе' штока, равном или
превышающем 20 мм. Если полный ход не укладывается
в допуски или воздух начинает выходить через бо-
ковой штуцер при ходе, меньшем 20 мм, то такой ци-
линдр-выключатель на замок не ставить и напра-
вить его в. переборку.
2. Замок должен открываться в тот момент, когда воздух, посту-
пающий в цилиндр-выключатель, начнет выходить, через его боковой
штуцер и поступать в подъемник. Это положение следует
проверять на каждом регулируемом замке. Для про-
ведения этой проверки, закрыв замок, отъединить трубопровод от боко-
вого штуцера цилиндра-выключателя и постепенно подавать в его осе-
вой штуцер воздух так, чтобы его давление медленно' возрастало. Шток
цилиндра-выключателя будет медленно выдвигаться; как только воздух
начнет выходить струей из бокового штуцера, давление воздуха оста-
вить неизменным и, сохраняя это переходное положение (так называе-
мое положение П), проверить, открыт ли замок; при этом крюк замка
должен свободно поворачиваться, и наименьший зазор между его хво-
стовиком и собачкой должен быть не более 0,5 мм.
Если это требование не выполняется, то это показывает, что замок
отрегулирован неправильно или не исправен цилиндр-выключатель.
3. При стравливании воздуха из цилиндра-выключателя при закры-
том крюке собачка замка должна резко и быстро зайти на хвостовик
крюка до упора (замок должен закрыться полностью). Это положение
необходимо проверять на каждом регулируемом замке после его окон-
чательной сборки и установки на место.
4. Замок должен открываться полностью (шток цилиндра-выключа-
теля должен выдвигаться полностью до упора) при давлении воздуха,
поступающего' в осевой штуцер цилиндра-выключателя, не превышаю-
щем 15 ат. Для полной проверки замков на самолете должно быть
достаточным давление 16 ат по манометру сети.
5. Длину штока концевого выключателя сигнализации регулиро-
вать при полностью закрытом замке. Включение сигнальной лампы
60
должно совпадать с подходом собачки к упору на хвостике крюка. До-
пустимый недоход собачки до упора в момент, когда включилась
сигнальная лампа, не должен превышать 3 мм. Убедиться в том, что
при открытом замке сигнальная лампа не включена (воздух во время
этой проверки должен быть стравлен). -
6. Перед регулированием проверить исправность деталей: на них
пе должно быть повреждений, следов подпиловки, ржавчины, они не
должны быть погнуты, помяты и рабочие поверхности деталей должны
быть в хорошем состоянии. Проверить комплектность деталей замка.
7. После регулирования замков проверить работу шасси в целом,
убирая и выпуская шасси воздухом и выпуская его системой аварий-
ного выпуска. После аварийного выпуска и приведе-
ния системы шасси в исходное положение обяза-
тельно произвести уборку и выпуск шасси воз Ду-
X о м.
Замок подкоса регулировать в следующем порядке:
Г. Отъединить пружину, закрывающую замок, и проверить лег-
кость поворота вокруг своих осей крюка и собачки с присоединенным
рычагом. Они должны поворачиваться под нажимом пальца.
2. Проверить установку цилиндра-выключателя. Расстояние от оси
штока до< оси вращения собачки должно быть 30 +1 мм.
3. Полностью закрыть замок. При этом подкос должен быть пол-
ностью1 распрямлен. Проверить зазор между собачкой и хвостовиком
крюка щупом. При нажатии на выступ а крюка 4 (см. фиг. 31) вперед
(к колесу) зазор должен быть от 0,3 до 0,8 мм; при нажатии на вы-
ступ а назад зазор должен увеличиться, но быть не более 1,5 мм.
4. При полностью закрытом замке (собачка упирается в упор на
хвостовике крюка) отрегулировать вильчатый болт цилиндра-выключа-
теля так, чтобы между втулкой на болте, соединяющем цилиндр-выклю-
чатель с рычагом собачки, и задним концом прореза вильчатого болта
был просвет 5 мм |(см. фиг. 31).
В этом положении вильчатый болт цилиндра-выключателя за-
контрить контргайкой.
5. Поставить на место пружину, закрывающую замок, и выполнить
проверку по пп. 2, 3 и 4 общих требований по регулированию замков.
6. Дать полное давление воздуха 35 ат в осевой штуцер цилиндра-
выключателя и проверить, не мешает ли что-либо полному открытию
замка. Перегнуть подкос и проверить, не мешает ли носок крюка пере-
гибу подкоса.
। 7. Отрегулировать шток концевого выключателя сигнализации, как
указано в п. 5 общих требований.
Примечание. При регулировании замка на подкосе, прежде чем подавать
воздух, необходимо отъединить боковой штуцер цилиндра-выключателя от
подъемника, и, если необходимо,— заглушить боковой штуцер.
Верхний замок регулировать в следующем порядке (см.
фиг. 32):
1. Отъединить пружину 9, закрывающую верхний замок, и прове-
рить легкость поворота вокруг осей крюка и собачки с присоединенной
переходной качалкой 10. Они должны поворачиваться под нажимом
пальца,
2. Проверить установку цилиндра-выключателя; от оси его штока
до оси вращения переходной качалки 10 должно быть 44+1 мм.
61
3. Полностью закрыть замок. При этом собачка должна упереться
в упор на хвостовике крюка. Далее выполнить следующее:
а) проверить размер по горизонтали между шарниром рычажка со-
бачки и вертикалью, проходящей через ось вращения собачки; этот раз-
мер должен быть 12+1 мм;
б) вращая тандер 6, соединяющий собачку 1 с переходной качал-
кой, установить переходную качалку 10 в положении /; это положение
определяется размером 10 мм (показан на чертеже) по горизонтали от
плоскости площадки на переходной качалке для штока выключателя до
оси вращения переходной качалки; тандер 6 после регулирования за-
контрить проволокой;
в) отрегулировать вильчатый болт цилиндра-выключателя так, что-
бы между втулкой на болте, соединяющем цилиндр-выключатель с ры-
чагом переходной качалки, и верхним концом прореза вильчатого бол-
та был просвет в 2 мм; в этом положении вильчатый болт цилиндра-
выключателя законтрить контргайкой,
4. Поставить на место пружину, закрывающую замок, и выполнить
проверку по пп. 2, 3 и 4 общих требований регулирования замков.
5. Дать полное давление воздуха 35 ат в осевой штуцер цилиндра-
выключателя и проверить, не мешает ли что-либо полному открытию
замка. При полностью открытом замке (положение ///) необходимо,
чтобы:
а) крюк замка свободно поворачивался и наименьший зазор между
его хвостовиком и собачкой был не менее 3,5 мм;
б) зазор между площадкой качалки 10 и штоком цилиндра-выклю-
чателя (или его контргайкой) получался не менее 2 мм;
в) при крюке, откинутом своей пружиной до упора, носок его. ухо-
дил за край направляющего контура корпуса замка.
6. Стравить воздух. Прижать плотно к своему упору рычаг качалки
аварийного выпуска (струбцинкой или выбрав лебедкой полностью
основной трос аварийного' выпуска). При этом положении качалки от-
регулировать, вращая тандер на тросе аварийного открывания замка,
длину этого троса так, чтобы замок был открыт, и втулка с болтом,
соединяющим цилиндр-выключатель с переходной качалкой, опустилась
до нижней кромки прореза вильчатого болта цилиндра-выключателя.
Проверить, что' крюк замка свободно поворачивается и между его
хвостовиком и собачкой имеется зазор не менее 2,5 мм.
После регулирования тандер законтрить проволокой и освободить
качалку аварийного’ выпуска (снять струбцинку и отпустить основной
трос).
7. Отрегулировать шток концевого выключателя сигнализации, как
указано в п. 5 общих требований по регулированию замков.
Если при проверке не будут получаться требуемые зазоры и раз-
меры, то необходимо выяснить, какие детали изготовлены неправильно
и заменить их или доработать. Крюки и собачки замков в
случае их несоответствия чертежу заменять, но не
дорабатывать.
3. ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ ЦИЛИНДРЫ-ПОДЪЕМНИКИ
Подъемники шасси и щитков
Подъемники шасси и подъемник щитков (см. фиг. 90) по конструк-
ции одинаковы и на самолетах до № 1897529 отличаются только раз-
мерами и наличием замка подъемника щитков.
62
На самолетах, начиная с № 1897530, в цилиндре подъемника шас-
си изменены гайка уплотнения (сальника) 4 и букса 6 (фиг? 33). Дан-
ное изменение обеспечивает подтяжку сальника, а также легкость за-
мены его при эксплоатации.
Ниже описывается только подъемник шасси, конструкция которого
в основном взята без изменений с серийного самолета Ил-2.
Основные детали подъемника: корпус цилиндра 17 с уплотнением,
поршень 16 с уплотнением и крышка 18. Поршень, передвигаясь в ци-
линдре, скользит буксой 13 по' шлифованной поверхности корпуса ци-
линдра, а шлифованной поверхностью своего штока —• по буксе 6 в
нижней части корпуса цилиндра. Уплотнение поршня состоит из кожа-
ных манжет (подобных манжетам амортизатора шасси) с распорными
дуралюминовыми кольцами 8. Края манжет уплотнения направлены на-
встречу друг другу, благодаря чему уплотнение дольше сохраняет смаз-
ку, набитую между манжетами, Манжеты уплотнения поршня стяги-
ваются гайкой 15, которая контрится фасонной шайбой 14.
Уплотнение цилиндра состоит из таких же манжет 7 и распорных
колец 8, но другого диаметра. Затягиваются уплотнения гайкой 4.
В каждое, уплотнение (цилиндра и поршня) между гайкой и ман-
жетами заложены направляющие бронзовые буксы 13 и 6.
Шток поршня 10 вваривается в головку поршня. Крышка 18 с
кольцом 21, повышающим герметичность соединения, навернута на кор-
пус цилиндра. Кольцо 21 изготовлено из стали марки 10, дуралюмина.
или бронзы. Для обеспечения полной герметичности цилиндра крышка
18 поставлена на корпус цилиндра на полуде и опаяна припоем ПОС-ЗО.
Ушковый болт 2 и его контргайка 3 служат для регулирования длины
подъемника при монтаже.
При сборке1 подъемника необходимо набить уплотнение — сальниц
и смазать рабочие поверхности смазкой НК-30. Между каждой манже-
той заложить смазку, зажать манжеты и покрыть смазкой все уплот-
нение.
Размазать смазку по всей рабочей поверхности штока поршня и
цилиндра. После запайки зашприцевать внутрь цилиндра смазку и раз-
мазать ее, продвинув, поршень сжатым воздухом (под давлением не
более 5 ат) вперед и назад, и испытать цилиндр согласно инструкции.
Для того чтобы манжеты не высыхали, необходимо хранить подъ-
емники шасси так же, как и все остальные пневматические цилиндры
(подъемники щитков, и цилиндры-выключатели), заполненными амор-
тизационной смесью.
Перед постановкой подъемников, шасси на самолет необходимо пол-
ностью вылить из них смесь и зашприцевать свежую смазку НК-30
или КВ-4.
Разбирать подъемник шасси разрешается только в мастерской ре-
монтных организаций.
Цилиндры-выключатели
По конструкции цилиндры-выключатели всех замков шасси и щит-
ков одинаковы с серийными цилиндрами-выключателями Ил-2, но для
самолета Ил-10 они проходят более строгую приемку и поэтому ставить
на Ил-10 цилиндры-выключатели, предназначенные для Ил-2, не реко-
мендуется. Цилиндры-выключатели служат для открывания замков пе-
ред выпуском или уборкой шасси.
Цилиндр-выключатель (фиг. 34) состоит из корпуса с боковым шту-
цером 4, верхней и нижней крышек 1 и 9, поршня 5 с уплотнением и
63
Фиг. 33. Подъемник шасси.
1—кардан; 2—ушковый болт; 3—контргайка; 4—гайка уплот-
нения; 5—фетровый сальник; 6—букса; 7—кожаные манжеты;
8—распорные дуралюминовые кольца; 9—корпус уплотнения;
10—шток поршня; //—упорное кольцо; 12—сальник (графи-
тированный асбестовый шнур); 13—букса; 14—контровая
шайба; 15—гайка; 16—поршень с уплотнением; 17—корпус
цилиндра с уплотнением; 18—крышка; 19—штуцер для при-
соединения к цилиндру-выключателю замка подкоса; 20—
штуцер для присоединения к цилиндру-выключателю верхне-
го замкам 21—-уплотнительное кольцо.
возвратной пружиной 6. Шток поршня 5 имеет нарезку для регулиро-
вания длины.
Как показано на фиг. 34, сжатый воздух поступает от крана в ци-
линдр-выключатель через осевой штуцер и, преодолевая силу пружи-
ны 6, отжимает поршень 5. Когда поршень продвигается на 21—25 мм,
открывается проход воздуху в боковой штуцер. При полном ходе порш-
ня, равном 30 мм, отверстия бокового штуцера открыты полностью, и
воздух свободно без потери давления проходит из осевого штуцера в
боковой и далее— в подъемник. Когда поршень отжимается воздухом,
он посредством рычажной системы открывает замок; при этом система
должна быть отрегулирована так, чтобы при начале выхода воздуха в
боковой штуцер замок был уже открыт.
Поршень отжат воздухом
Фиг. 34. Цилиндр-выключатель в исходном положении.
1—крышка; 2—стяжная гайка уплотнения; 3—манжета; 4—корпус с боковым
штуцером; 5—поршень; 6—возвратная пружина; 7—отверстие для выхода
воздуха из системы; 8—направляющая втулка; 9—крышка; 10—сальник;
11—-контровал пружина сальника; 12—контргайка; 13—хвостовик; 14—удли-
ненное распорное кольцо без отверстия; 15—короткие распорные кольца
с отверстиями.
Поршень цилиндра-выключателя остается отжатым до тех пор, по-
ка давление в цилиндре-выключателе превышает силу сжатия пружины.
Давление, необходимое для отжатия поршня цилиндра-выключателя,
равно 6—9 аг. При меньшем давлении пружина возвращает поршень в
исходное положение; при этом поршень разъединяет штуцеры.
В стенке цилиндра сделано отверстие 7 для выхода воздуха
из подъемника в. атмосферу после того, как поршень выключателя за-
нял исходное положение.
Поршень цилиндра-выключателя имеет уплотнение, которое состоит
из трех манжет 3, двух коротких распорных колец 15, оцною удлинен-
ного распорного кольца 14 и стяжной гайки 2. Распорное кольцо 14
ставится первым от гайки 2. Если поставить первым от гайки короткое
кольцо, то кромки первой манжеты будут сминаться, цилиндр-выключа-
тель начнет перепускать воздух в боковой штуцер раньше начала от-
крытия замка и последний будет заклиниваться. На качество изготов-
ления первой манжеты (считая от гайки) должно1 быть обращено особое
внимание — из всего набора манжет первой ставить самую лучшую; в
средней части хода поршня, в момент прохода уплотнения над отвер-
5 Самолет Ил-10
65
стием бокового штуцера давление должно удерживать одна первая ман- в
жета. Для отличия коротких распорных колец от удлиненных на корот- 1
ких кольцах 15 сделаны радиальные отверстия. ° I
Чтобы уменьшить износ манжет, проходное отверстие в боковой 1
штуцер, мимо которого движется уплотнение, сделано в виде пяти от- 1
верстий диаметром 1,5 мм. -1
Воздух должен начать проходить в боковой штуцер при ходе порш- I
ня, равном 21—25 мм. В' крайнем случае допускается начало прохода
воздуха при ходе поршня, равном 20 мм. Если воздух начинает прохо-
дить при меньшем ходе, то цилиндр-выключатель необходимо отправить-
в переборку. д
Полный ход поршня должен быть 30+1 мм. При регулировании
необходимо проверять, чтобы при полном ходе проходное сечение бо-
кового штуцера не было закрыто манжетами.
После переборки цилиндра-выключателя его необходимо проверить
на непроницаемость и легкость хода поршня. Испытание на непроницае-
мость производить в трех положениях: в. исходном (показано на фиг. 34),.
при ходе поршня 20+0,5 мм и при полностью выдвинутом поршне. Во
время испытания на непроницаемость допускается просачивание воздуха
через манжеты не более 60 пузырьков воздуха в минуту; при ходе
поршня 20+0,5 мм допускается увеличение просачивания воздуха через
боковой штуцер, но не более 100 пузырьков в минуту. Через глухие '
соединения просачивание воздуха не допускается. При испытании воз-
дух подавать в осевой штуцер; для проверки цилиндра при полностью- ;
выдвинутом поршне на боковой штуцер навернуть заглушку. *
Испытание на трение можно производить двумя способами: с пру-
жиной 6 и без нее. При испытании с пружиной надо замерить при
помощи манометра .(со шкалой на 10 ат) давление! воздуха, подводи- ;
мото- в осевой штуцер поршня, а на боковой штуцер навернуть заглуш- (
ку. При давлении 6 ат поршень должен начать отжиматься воздухом, а
при давлении 11,5 ат должен быть полностью отжат; после этого еле- '
дует постепенно стравливать давление и следить за тем, чтобы при
давлении 4,5 ат поршень начал двигаться обратно и- при 2,5 ат стал
в исходное положение. Если для отжатия поршня потребуется большее
давление или при обратном ходе потребуется стравить воздух до мень-
шего давления, то трение поршня превышает норму и цилиндр необхо-
димо отправить в- переборку.
Для испытания без пружины необходимо снять пружину и, пове-
сив к штоку поршня груз в 14 кг, проверить, достаточно ли этого груза
для движения поршня из одного крайнего положения в другое и
обратно.
Перед проверкой на трение должна быть шестичасовая выдержка;
замер трения должен производиться на первом ходе после выдержки.
4. ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА
Воздушная система самолета (фиг. 35 и 36) обслуживает все пнев-
матические установки на самолете, а именно: системы управления шас-
си, щитками, то-рмозами, систему запуска мотора и систему перезарядки
стрелкового вооружения.
В, полете воздушная система питается от компрессора АК-50 или
АК-75, установленного на моторе; компрессор накачивает воздух в бал-
лоны запуска 6, откуда воздух поступает через кран 5 в- общую сеть;,
дополнительным источником является резервный баллон сжатого воз-
духа 7 емкостью 12 л с давлением 150 ат, заряжаемый на земле.
66
Фиг. 35. Воздушная система на самолетах по № 1890127.
1—компрессор АК-50 или АК-75; 2—кнопка управления клапаном; 3—цилиндр-
выключатель механизма взлетного угла; 4—цилиндр управления щитками;
5—соединительный кран; 6—баллоны запуска; 7—резервный баллон (баллон
шасси) сжатого воздуха; 8—манометр баллона; 9—пневмоэлектроклапан ЭК-1;
10—цилиндр-выключатель механизма взлетного угла; И—штуцер стрелкового
оборудования; 12—запорный кран; 13—цилиндр-выключатель замка щитков;
14—демпфер щитков; 15—клапан тормозов ПУ-6; 16—фильтр; 17—отстойник;
18—манометр сети; 19—зарядный клапан; 20—зарядный штуцер; 21—клапан-
переключатель (включает и отключает систему при установке щитков на взлет-
ный угол); 22—двух стр елочный манометр; 23—дифференциал; 24—кран управ-
ления шасси; 25—дополнительный кран; 26—кран управления щитками;
27—редуктор низкого давления; 28—редуктор высокого давления; 29—демпфер
шасси; 30—подъемники шасси; 31—гибкий шланг; 32—демпферы хвостового
колеса; 33—цилиндр-выключатель верхнего замка; 34—подъемник хвостового
колеса; 35—цилиндр-выключатель замка подкоса; 36—колесо шасси.
Стрелки указывают направление свободного прохода воздуха.
Фиг. 36. Воздушная система самолета с № 1890128.
1—компрессор AR-50 или АК-75; 2—кнопка управления клапаном; 3— цилиндр-
выключатель механизма взлетного угла; 4—цилиндр управления щитками;
5—соединительный кран; 6—баллоны запуска; 7—резервный баллон (баллон
шасси) сжатого воздуха; 8—манометр баллона; 9—пневмоэлектроклапан (по
машину № 1898030—клапан ЭК-1, а с машины 1898030-ЭК-44); 10—цилиндр-
выключатель механизма взлетного угла; 11—штуцер стрелкового оборудования;
12—запорный кран; 13—цилиндр-выключатель замка щитков; 14—демпфер
щитков; 15—клапан тормозов ПУ-6; 16—фильтр; 17—отстойник; 18—манометр
сети; 19—зарядный клапан; 20—зарядный штуцер; 21—клапан-переключатель
(включает и отключает систему при установке щитков на взлетный угол);
22—двухстрелочный манометр; 23—дифференциал; 24—кран управления шасси;
25—дополнительный кран; 26—кран управления щитками; 27—редуктор низкого
давления; 28—редуктор высокого давления; 29—демпфер шасси; 30—подъемник
шасси; 31—гибкий шланг; 32—демпферы хвостового , колеса; 33—цилиндр-
выключатель верхнего замка; 34—подъемник хвостового колеса; <35—цилиндр-
выключатель замка подкоса; 36—колесо шасси.
Стрелки указывают направление свободного прохода воздуха.
68
От баллона 7 идет трубопровод к запорному крану 12. Ввиду того,
что трубопровод и ответвление от него к манометру 8 все время нахо-
дятся под давлением 150 ат, необходимо особо тщательно следить за
герметичностью соединений этой части системы.
Резервный баллон и баллоны запуска установлены в хвостовой
части фюзеляжа между рамами № 3 и 5, где они укреплены хомутами
к деревянным седлам.
От запорного крана 12 трубопровод идет к редуктору 28, располо-
женному под пультом пилота. От трубопровода отходит ответвление —
зарядная линия. На ней имеется зарядный клапан 19, который не позво-
ляет воздуху выходить из рабочей сети через зарядную линию, и на
конце — штуцер 20, расположенный в. хвосте фюзеляжа около бортово-
го люка.
Два редуктора 27 и 28, установленные под пультом пилота, по-
нижают давление проходящего через них воздуха до 35 ат; редуктор
высокого давления 28 понижает давление со 150 до 50 ат, а редуктор
низкого* давления 27 — с 50 до 35 ат.
Трубопровод от редуктора 27, разветвляясь, идет к кранам шасси
и щитков и имеет ответвление к манометру 18.
В трубку между редукторами включен трубопровод от баллонов
запуска 6 и трубка от электроклапана установки щитков .на взлетный
угол.
На самолетах с № 1890101 по № 1890113 подключение системы во-
оружения (штуцер И) производилось к воздушной магистрали, распо-
ложенной до редуктора низкого давления. С самолета № 1890114 си-
стема вооружения включается в воздушную магистраль после редук-
тора низкого давления.
На фиг. 36 приведена схема воздушной системы самолета, дей-
ствующая с № 1890128. С этого самолета прежние краны шасси
и щитков, а также краны — соединительный, дополнительный и запор-
ный заменены кранами изготовления завода № 207.
Монтажная схема воздушной системы дана на фиг. 37, 38 и 39. На
фиг. 38 изображен внутренний монтаж агрегатов, воздушной системы
на пульте управления самолетов, по машину № 1890127, причем уста-
новка редуктора 37 и манометра 39 действительна по машину № 1890113.
С машины № 1890114, в связи с переносом штуцера 11 (см. фиг. 35),
установка указанного редуктора и манометра не! производится.
На самолетах с № 1890114 функции снятого редуктора и манометра
выполняются редуктором 27 и манометром 18 системы шасси (см.
фиг. 35).
На фиг. 39 изображен внутренний монтаж агрегатов, воздушной
системы на пульте самолетов, начиная с № 1890128.
Установка пневмоэлектроклапана ЭК-44, указанная на фиг. 39,
действительна с машины № 1898030; до этой машины устанавливался
пневмоэлектроклапан ЭК-1, как указано на фиг. 38.
Трубопроводы воздушной системы к агрегатам шасси и щитков вы-
полнены однотипно. В. начале каждой проводки имеется кран, который
направляет поступающий сжатый воздух или в линию подъема, или в
линию выпуска. Отработанный воздух из агрегатов управления через
небольшие отверстия выпускается в атмосферу. Из крана сжатый воз-
дух поступает в цилиндр-выключатель (в линиях шасси и щитков)1, в
котором передвижением поршня открывается соответствующий замок,
после чего воздух поступает в цилиндр подъемника шасси или щитков.
Сжатый воздух, передвигая поршень в цилиндре подъемника из
69

Фиг. 38. Внутренний монтаж
агрегатов воздушной системы
на пульте самолетов с
№ 1890101 по № 1890127.
Позиции с 5 по 36 те же,
что на фиг. 35 и 36; 37—ре-
дуктор системы перезарядки;
38—кран перезарядки; 39—ма-
нометр перезарядки.
Обозначенные буквами шту-
церы служат для присоедине-
ния следующих агрегатов и
участков системы:
А — цилиндра-выключателя
стопора взлетного угла щит-
ков; Б — баллонов запуска;
В — заднего пулемета; Г —
зарядного бортового штуцера;
Д и Б — тормозов колес шас-
си; Ж — цилиндр-выключа-
теля замка подкоса шасси;
3 — цилиндра - выключателя
верхнего замка шасси; И —
резервного баллона (шасси);
К — и ер екл ючателя; Л — ци -
линдра-выключателя взлетного
угла; М — цилиндров переза-
рядки оружия на левой плоско-
сти; Н—цилиндров перезаряд-
ки оружия на правой плоскости;
О — клапана тормозов ПУ-6
на ручке управления самоле-
том; П и Р — дифференциала
системы тормозов.
вооружения; С— слив конденсата из отстойника
тормозов; 37—задвижка-стопор крана шасси;
38—кран системы вооружения; 39—ручка управ-
ления стопором хвостового колеса; 40—"боуде-
новская оболочка; 41—трос управления стопором;
42—манометр баллонов запуска.
27 26
Фиг. 39. Внутренний монтаж агрегатов воздушной системы на пульте самолета с № 1890128.
Обозначенные цифрами 5—36 позиции см.
в подписях к фиг, 35 и 36.
Обозначенные буквами позиции см. в подпи-
сях к фиг. 38.
Дополнительно: В—трубопровод к системе
одного крайнего положения в другое, убирает или выпускает шасси,,
поднимает или отклоняет щитки. При каждом рабочем ходе поршня
свободная камера цилиндра соединена с атмосферой, и имеющийся
в этой камере отработанный воздух травится наружу через кран. После
падения давления отработанного воздуха пружины в. цилиндрах-выклю-
чателях и на замках возвращают поршень цилиндра-выключателя в
исходное положение. Оставшийся в свободной камере цилиндра воздух
травится через отверстия в корпусе цилиндра-выключателя.
Для того чтобы уборка и выпуск шасси и подъем и отклонение
щитков совершались без ударов, создают противодавление, для чего
при выпуске шасси воздух сначала перепускают в систему уборки, от-
крывая соединительный кран, и затем ручку крана шасси переводят
на выпуск. То же самое делают при подъеме и отклонении щитков.
Для уменьшения скорости уборки шасси и щитков в линиях вы-
пуска поставлены демпферы, которые тормозят воздух, выходящий из
рабочего цилиндра при подъеме. Торможение достигается пропусканием
воздуха через калибро-ванное отверстие малого диаметра. Заторможен-
ный демпфером воздух создает сильное противодавление, величина ко-
торого зависит от скорости перетекания воздуха и, следовательно, от
скорости уборки шасси или щитков. Чем больше скорость уборки, тем
больше противодавление.
Ограничение скорости уборки шасси введено для устранения удара
при уборке шасси на большой скорости полета, так как воздушный по-
ток в полете сильно увеличивает скорость уборки шасси.
Ограничение скорости уборки щитков введено для устранения про-
валивания самолета при уборке щитков в случае ухода на второй круг.
Кроме описанной основной части проводки, шасси и щитки имеют
еще дополнительные ветви. В проводку шасси включены параллельно
линии уборки и выпуска хвостового колеса.
Во-здух, поступающий в проводку шасси, пройдя кран 24 (см.
фиг. 35), одновременно поступает в проводку хвостового’ колеса и да-
лее — в подъемник хвостового колеса. У подъемника хвостового колеса
на обеих линиях проводки установлены демпферы, тормозящие воздух,
выходящий из подъемника, для устранения ударов в конце уборки и в
конце выпуска хвостового колеса.
На случай засорения дренажных отверстий в кране шасси на ли-
нии уборки шасси установлен дополнительный кран 25, который bi этом
случае открывают при выпуске шасси для отравления противодавле-
ния. В нормальной эксплоатации дополнительный кран 25 должен быть
закрыт и запломбирован.
Проводка, щитков имеет дополнительный механизм для установки
щитков на взлетный угол (см. гл. «Управление самолетом»). Для об-
служивания этого механизма в сеть щитков включены дополнительно
два цилиндра-выключателя, клапан ЭК-1 или ЭК-4-4 (с машины
№ 1898030) и переключатель.
Все необходимые’ краны и манометры системы управления шасси
и щитками размещены на пульте с левой стороны в кабине пилота
(фиг. 40 и 41!).
Все трубопроводы системы — стальные, соединения — ниппельные
(фиг. 42). Ниппели, гайки и штуцеры в проводке низкого давления
(35 ат)— нормальные, в проводке высокого давления (150 ат) —спе-
циальные, усиленные, допускающие более, сильную затяжку.
Крепятся трубки специальными узелками с деревянными или тек-
столитовыми прокладками или хомутиками с прокладкой из кожи.
73
Фиг. 40. Пульт управления
шасси на самолетах с№ 1890101
по Л1» 1890127.
г—механизм настройки
РПКО-ЮМ; 2—двухстрелоч-
ный манометр системы тормо-
зов; <3—кран управления щит-
ками; 4—панель управления
заслонками радиаторов; 5—
дополнительный кран; 6—кран
системы перезарядки; 7—сое-
динительный кран «шасси—
запуск»; 8—манометр воздуш-
ной сети; 9—кран управления
уборкой и выпуском шасси;
10—стопорная задвижка; 11—
кнопка установки щитков на
взлетный угол; 12—переклю-
чатель ПН-1 механизма УТ-3
управления триммером руля
поворота; 13—манометр бал-
лона шасси; 14—запорный
кран баллона шасси; 15—лам-
почка сигнализации нейтраль-
ного положения триммера ру-
ля поворота.
74
Фиг. -41. Пульт управления шасси, устанавливаемый с самолета № 1а90128.
Обозна- чением фигуре Наименование \
1 Механизм настройки РПКО-10М
2 Двухстрелочный мано- метр системы тормозов
3 Кран управления щит- ками
4 Переключатели НП-1 управления заслонками ра- диаторов
5 Дополнительный кран
6 Кран системы переза- рядки
7 Соединительный кран «шасси — запуск»
8 Манометр воздушной сети
9 Кран управления убор- кой и выпуском шасси
10 Стопорная задвижка
11 Кнопка установки щит- ков на взлетный угол
12 Переключатель НП-1 механизма УТ-3 триммера руля поворота
13 Манометр баллона шасси
14 Запорный кран баллона шасси
15 Лампочка сигнализации нейтрального положения триммера руля поворота
16 Ручка управления стопо- ром . хвостового колеса
17 Лампочка сигнализации нейтрального положения триммера элерона
18 Переключатель НП-1 ме- ханизма УТ-3 триммера элерона
19 Манометр баллонов за- пуска
75
Детали воздушной системы самолета
Большинство деталей воздушной системы самолета Ил-10 целиком
взято с самолета Ил-2. К таким деталям относятся, например, краны
шасси и щитков, дополнительный, соединительный и запорный краны
Фиг. 42. Типовые соединения трубопроводов воздушной системы самолета.
А — соединение стальных трубок; Б — разветвление трубок; В — соединение
дюритовых шлангов.
на самолетах с № 1890101 по № 1890127 и др. С самолета № 1890128
упомянутые краны заменены кранами завода № 207.
Ниже приводятся описания кранов, взятых с самолета Ил-2, а так-
же кранов новой конструкции.
Краны
Кран шасси и кран щитков, установленные на самолетах
с № 1890101 по № 1890127, показаны на фиг. 43. Краны шасси отли-
чаются от кранов щитков только формой ручек и тем, что на кране
щитков отсутствует стопор и предусмотрена возможность установления
крана в нейтральное положение; в остальном краны одинаковы; кре-
пятся оба крана на пульте (см. фиг. 40).
Ручка крана при установке ее в крайние положения входит в пазы
на секторе и удерживается в них пружиной. Когда шасси полностью
выпущено, ручка крана запирается стопором. Для того чтобы пере-
вести ручку крана шасси из положения «опущено» в положение «под-
нято», надо повернуть и переставить стопор, отжать ручку крана в
сторону и отклонить ее на себя доотказа.
При выдвинутом стопоре ручку крана шасси из положения «опу-
щено» в положение «поднято» перевести нельзя.
Кран состоит из двух клапанов 10 (см. фиг. 43), валика с двумя
кулачками 3, ручки 1 со стопором и ряда вспомогательных деталей.
Все это смонтировано в литом корпусе 2, укрепленном на пульте пилота.
Ручка жестко связана с кулачками. При переводе ручки из одного край-
него положения в другое один кулачок нажимает на шток клапана и
спускает его вниз, а другой перестает нажимать на шток второго кла-
пана и клапан поднимается вверх.
Клапан крана шасси (фиг. 44) является основной частью крана.
Он состоит из корпуса 2, штока 1 с завальцованными шайбами, верхней
и нижней муфт 6 и 11, возвратной пружины 9 и колпачка 4 с контр-
76
Пт РЕДУКТОРА ,
Фиг. 43. Кран щитков (шасси), устанавли-
ваемый на машинах с № 1890101
по № 1890127.
1—ручка крана щитков (ручка крана шас-
си круглая); 2—корпус крана; 3—кулачки;
4—ушки крепления; 5—регулируемый кол-
пачок; 6—крышка смотрового окна; 7—
верхняя гайка; 8—резиновые шайбы;
9—пружина; 10—шток клапана; И—корпус
клапана; 12—резиновые шайбы; 13—
штуцер.
Фиг. 44. Клапан крана
шасси.
1—шток клапана; 2—
корпус клапана; —паз;
4—колпачок штока; 5—
контргайка на штоке;
6— верхняя муфта; 7—
верхняя прокладка; 8 и
10— резиновые шайбы;
9—возвратная пружина;
11—нижняя муфта; 12—
медная прокладка.
77
гайкой 5 на штоке. Корпус имеет боковой штуцер, соединенный с одной
из линий проводки шасси. Я
Нижняя муфта с медной прокладкой 12 наглухо навернута на кор-
пус и имеет входной штуцер. я
Верхняя муфта, ввернутая в корпус с прокладкой 7 и припаянная я
оловом, при переборке клапана вывертывается.
Каждая муфта имеет седло, к которому могут прижиматься рези- Я
новые шайбы 8 и 10. Когда шток занимает нижнее положение, шайба
10 прижимается к седлу нижней муфты и прекращает поступление воз- I
духа из рабочей сети в клапан (клапан закрывается). В этом положе- I
нии клапана (при уборке или выпуске) отработанный воздух выходит I
из системы через пазы 3 в верхней части штока клапана. 1
В нижнем положении шток удерживается нажатием кулачка. Сила
нажатия регулируется ввертыванием или вывертыванием колпачка 4.
При этом необходимо учитывать, что чрезмерно сильный нажим вызы-
вает быстрый износ резиновой шайбы, а слишком слабый — просачива-
ние воздуха.
Когда кулачок не нажимает на шток, возвратная пружина подни-
мает шток в верхнее положение — клапан открыт. В этом положении
к седлу под действием возвратной пружины прижимается верхняя ре-
зиновая шайба, которая перекрывает сообщение между внутренней ка-
мерой и атмосферой.
В это время нижняя шайба отходит от седла; сжатый воздух от '
входного штуцера, соединенного’ с источником сжатого- воздуха, прохо-
дит в образующуюся щель и через пазы нижнего фланца штока и бо-
ковой штуцер поступает в линию проводки шасси. Один из клапанов '
соединен с линией уборки шасси, а другой — с линией выпуска.
Клапаны 11 (см. фиг. 43) крепятся в литом корпусе крана двумя ;
болтами, проходящими через приливы корпуса клапана.
Колпачок штока 10 клапана выступает над горизонтальной стен-
кой корпуса крана. Направляющие отверстия в стенке не дают штоку
перекашиваться при нажиме кулачка. Колпачок должен ходить в этой
направляющей свободно, но без больших зазоров.
Кулачки 3 изготовлены из хромансиля и закалены. Соприкасаю-
щиеся поверхности кулачка и колпачка штока должны быть чисто об- )
работаны без видимых рисок. Угол установки кулачка, относительно J
ручки крана влияет на работу крана, поэтому необходимо при пере- I
борке крана внимательно следить за правильной установкой кулачков. 1
Припиливать рабочую поверхность кулачка воспрещается. В случае ее 1
повреждения кулачок нужно сменить. Валик кулачков скреплен с ру- )
кояткой крана конусным болтом.
Указания по эксплоатаци|1 кранов шасси и щитков
При регулировании кранов рукоятка крана ставится в нейтральное =
положение, при этом оба клапана должны быть закрыты. Нажим на
шток регулируется вращением колпачка 4 (см. фиг. 44) клапана.
При переводе рукоятки крана шасси в положение «опущено» кла- ;
пан 1 (см. фиг. 35) открывается, а клапан II закрывается. В кране щит- i
ков при повороте ручки в положение «опущено» клапан I закрывается, :
а клапан II открывается. Закрытый клапан не должен пропускать воз- 1
духа. Между колпачком открытого клапана и его кулачком должен
быть зазор, в- 1 мм. Через верхнюю часть открытого клапана не должен
просачиваться воздух.
78
При переводе ручки в другое крайнее положение клапаны соответ-
ственно меняют положение.
Для регулирования колпачков, штоков необходимо снять крышки
смотровых окон 6 (см. фиг. 43), имеющихся на корпусе крана, и регу-
лировать колпачки, не снимая клапана с крана. После регулирования
затянуть контргайки на штоках клапанов и поставить крышки на место.
Порядок присоединения трубопроводов, к клапанам крана следую-
щий:
а) в кране шасси линию уборки присоединять к боковому штуцеру
клапана II (см. фиг. 35), а линию выпуска — к боковому штуцеру кла-
пана I;
б) в кране щитков линию подъема присоединять к боковому шту-
церу клапана I, а линию выпуска — к штуцеру клапана II;
в) нижние штуцеры обоих кранов соединить между собой специаль-
ным тройником, к которому подвести трубопровод, идущий от источника
сжатого воздуха (от редуктора).
Если в эксплоатации начинает пропускать закрытый клапан (течь
через нижнее седло), то необходимо, вывернув колпачок штока, усилить
нажим на нижнюю шайбу. Если это не помогает, следует сменить рези-
новую шайбу. Если начинает пропускать открытый клапан (течь через
верхнее седло), то это значит, что произошла усадка возвратной пру-
жины или повреждена резиновая шайба. Нужно перебрать клапан и
заменить неисправную деталь.
Во время переборки клапана обратить внимание на состояние се-
дел. Они должны быть чистыми, без рисок, заусенцев и острых углов.
Кран шасси и кран щитков, устанавливаемые с
самолета № 1890128 (фиг. 45). Краны шасси и щитков, устанавли-
ваемые с самолета № 1890128,— золотникового типа. Конструктивно
оба крана одинаковы и отличаются лишь формой рукояток.
Переключение воздуха в кранах достигается при помощи золот-
ника, расположенного внутри дуралюминовой гайки, навинченной на
корпус. Так как с осью ручки крана связан золотник, то при поворотах
ручки крана шасси (щитков) поворачивается одновременно и золотник,
распределяя воздух, как указано- на приведенной схеме фиг. 45.
Для достижения необходимой герметичности кранов рабочие по-
верхности золотника и корпуса взаимно притерты до зеркального со-
стояния.
Прижатие золотника к корпусу осуществляется воздухом, проходя-
щим через кран в систему. Для этого в золотнике имеются отверстия,
по которым сжатый воздух поступает внутрь дуралюминовой гайки и
давит на площадь золотника, прижимая его к корпусу.
Кран снабжен стопором, обеспечивающим стопорение ручки в трех
положениях: двух крайних («опущено», «поднято») и в среднем (ней-
тральном). Для того чтобы отстопорить ручку крана, необходимо на-
жать на ручку (на шарик) сверху вниз. При этом стопор спускается
вниз и выходит из паза, имеющегося на пластине, закрепленной на
корпусе.
При переводе ручки крана из одного положения в другое необхо-
димо все время нажимать на ручки вниз. При отпущенной ручке, когда
она занимает одно- из трех положений, стопор ручки автоматически за-
скакивает в. паз, расположенный соответственно положению ручки, и
фиксирует последнюю. Кроме указанного стопора, для крана шасси
предусмотрен дополнительный стопор, представляющий собой задвиж-
ку 10 (см. фиг. 41), установленную на пульте шасси. Дополнительный
79
стопор запирает ручку крана шасси в положении «опущено», что яв-
ляется гарантией от всякого рода случайных поворотов ручки крана из ;
положения «опущено» в положение «поднято».
Запорный кран (фиг. 46). Назначение запорного крана — пре-
кращать доступ воздуха из баллона в систему. Краном пользуются как
при работе системы, так и в момент зарядки баллона шасси от аэро-
дромного баллона. Рабочее давление крана 150 ат. При таком давле-
нии воздух не должен просачиваться через запорный шариковый и ко-
нусный клапаны.
воздуха
I. нейтральное положение ручки
Р Положение ручки на опускание
Ш. Положение ручки на подзем
Фиг. 45. Кран шасси (щитков), устанавливаемый с самолета № 1890128.
Кран состоит, в- основном, из стального корпуса 3 и штока 2, в. ко-
торый в нижней части вставлен запорный шарик 1, а в верхней части
имеется конус обратного клапана.
Уплотнение 5 крана состоит из прессованной пробки или намотки
асбестового шнура, распорных колец 4 и затяжной гайки 6. При пово-
роте маховичка 7 крана в ту или другую сторону шариковый клапан
будет соответственно открывать или закрывать проходное отверстие.
Полностью кран открывается при повороте маховичка на полтора обо-
рота. Если кран разбирался, то после переборки необходимо проверить
его воздухом под давлением 150 ат на герметичность в открытом и за-
крытом положениях.
Соединительный кран шасси — запуск (фиг. 47) слу-
жит для соединения системы уборки шасси с системой запуска мотора
и отключения одной системы от другой. Рабочее давление крана 50 ат.
Соединительный кран по принципу работы аналогичен запорному
крану.
80
Дополнительный кран шасси (фиг. 48) служит для со*
общения воздушной линии уборки шасси с атмосферой в случае засо-
рения отверстий для прохода воздуха в клапане шасси. По конструкции
дополнительный кран аналогичен соединительному крану систем
Фиг. 46. Запорный кран, устанавли-
ваемый на самолетах с № 1890101 по
№ 1890127.
1—запорный шарик; 2—шток; 3—
корпус; 4—распорное-кольцо; 5—
уплотнение из прессованной пробки
или намотка асбестового шнура;
6—затяжная гайка; 7—маховичок.
Фиг. 47. Соединительный кран «шас-
си — запуск», устанавливаемый на
самолетах с № 1890101 по № 1890127.
/—осевой штуцер; 2—прокладка; 3—
боковой штуцер; 4—конусные коль-
ца;„ 5—сальник (графитовый асбесто-
вый шнур с набивкой пасты КМ);
6—гайка сальника; 7—рукоятка кра-
на; 8—корпус крана; 9—клапан
крана с шариком; 10—фланец
крепления.
«шасси — запуск», но не имеет сальника и бокового штуцера, так как
он должен в открытом положении травить воздух в- атмосферу; вместо
бокового штуцера сделаны два
отверстия.
Описанные выше запор-
ный, соединительный и допол-
нительный краны
ны на самолетах с
по № 1890127.
С самолета
указанные
м е н е н ы
(фиг. 49). На маховике (ру-
коятке) каждого вентиля уста-
новлен трафарет 7, на котором
указано наименование вентиля
и стрелка, показывающая на-
правление вращения махович-
ка при закрывании и откры-
вании вентиля.
Вентиль состоит из кор-
пуса 1, штока 2, штуцеров 3,
10 и 11, ввернутых в корпус
на герметике, уплотнения 4, затяжной гайки 5, маховика 6,
та 7, шайбы 8 и винта 9.
Уплотнение 4 вентиля состоит из прокладок листовой
хлорвинилового пластика, зажатых при помощи конических
гайки 5. При.повороте маховика 6 в ту или другую сторону
установле-
№ 1890101
№ 1890128
краны
в е н т и л
з а-
я м и
Фиг. 48. Дополнительный кран, устанавли-
ваемый на самолетах с № 1890101
по № 1890127.
1—корпус крана; 2-шток; 3—муфта; 4—руч-
ка; 5— шпилька.
трафаре-
пробки и
колец и
конусный
6 Самолет Ил-10
81
клапан, расположенный на штоке, открывает или закрывает входное
отверстие.
Для предотвращения выхода воздуха через уплотнение при откры-
том входном отверстии на штоке 2 имеется обратный конус, которым
при полностью открытом кране перекрывается проход воздуху в атмо-
сферу через уплотнение.
Для обеспечения возможности присоединения к крану трубопрово-
конце ниппель и накидную гайку, в кран ввинчива-
ются специальные штуцеры-переходники 10 и 11,
имеющие с одной стороны резьбу Бриггса, а с дру-
гой (со стороны присоединения трубопроводов) —
резьбу метрическую.
дов, имеющих. на
3 8
10 II
Фиг. 49. Кран-вен-
тиль, устанавливае-
мый на самолетах с
№ 1890128 вместо
кранов, изображен-
ных на фиг. 46, 47
и 48.
1—корпус; 2—шток;
3— штуцер; 4—уплот-
нение; 5—гайка; 6—
маховик; 7—трафа-
рет; 8— шайба; 9—
винт; 10— штуцер;
11 -угольник-штуцер.
Редукторы
Два редуктора установлены последовательно
на пути подачи воздуха из баллонов- в рабочую
сеть для понижения давления со 150 до 35 ат.
Редуктор высокого давления понижает давление со
150 до 50 ат, а редуктор низкого давления — с 50
до 35 ат. Конструкция и принцип действия обоих
редукторов аналогичны.
Корпус редуктора 13 (фиг. 50) с навернутой
гайкой 6 и поставленной мембраной 11 образует
две камеры, сообщающиеся между собой отвер-
стием. Камера высокого давления 3 соединена с
баллоном, а камера низкого давления 14 — с сетью.
Герметичность камеры низкого давления обес-
печивает резиновая мембрана 11, прижатая к по-
верхности корпуса муфты 2. По месту соприкосно-
вения мембраны с корпусом и шайбой 10 в метал-
ле сделаны кольцевые проточки для более надеж-
ного уплотнения.
Герметичность камеры высокого давления
обеспечивает фибровая прокладка 17 и затяжная
гайка 6. Отверстие, соединяющее камеры, откры-
вается и закрывается клапаном, перемещаемым
пружинами 8 и 19. Клапан состоит из стаканчй-
ка 15, шайбы из твердой резины 4, упора 5 и нарезной пробки 16,
затягивающей резиновую шайбу. Когда клапан занимает среднее по-
ложение, стаканчик 15 подходит к седлу и изменяет сечение проходного
отверстия, соединяющего камеры. Действие пружины 8 передается на
клапан толкачом 12.
Когда давления в- редукторе нет, пружина 8, преодолевая силу
пружины 19, отодвигает клапан в крайнее открытое положение. При
давлении воздуха в камере низкого давления больше 50 ат пружина 19
вместе с воздухом, давящим на мембрану, отжимает буфер 1 и клапан
закрывает отверстие, соединяющее камеры. Следовательно, доступ воз-
духа из камеры высокого давления в камеру низкого давления пре-
кратится.
Проходное отверстие в промежуточных положениях клапана автома-
тически обеспечивает при различных расходах воздуха перепад давле-
ний от 150 до 50 ат. Чем больше расход воздуха, тем больше будет
открыт клапан при том же перепаде давлений.
82
Нормально редуктор высокого давления пр и дав-
лен и и поступающего воздуха в 150 аг должен давать
в сеть 45—52 ат, а редуктор низкогодавления — 34—-37 ат.
Если давление отличается от нормального более, чем на 3—4 ат,
необходимо отрегулировать редуктор, поворачивая регулирующий ста-
кан 9 и изменяя тем самым затяжку рабочей пружины 8. Если давле-
ние за редуктором сильно падает и усиленная затяжка пружины не дает
положительных результатов, значит произошла усадка рабочей пру-
жины и ее необходимо заменить.
Фиг. 50. Редуктор.
1—буфер; 2—муфта; 3—камера высокого давления; 4—шайба резиновая;
5—упор; 6—гайка корпуса; 7—прокладная шайба; 8—рабочая пружина;
9—регулирующий стакан; 10—стальная шайба; И—мембрана; 12—толкач;
13—корпус редуктора; 14—камера низкого давления; 15—стаканчик клапана;.
16—затяжная пробка; 17—фибровая прокладка; 18—прокладная шайба;
19—пружина клапана; 20—прокладная шайба; 21—пружина; 22—натяжная
гайка предохранительного клапана; 23—стаканчик клапана; 24—контргайка;
25—нарезная пробка; 26—резиновая шайба.
С камерой низкого давления соединен предохранительный клапан,
помещенный на корпусе редуктора. Предохранительный клапан состоит
из стаканчика 23, шайбы из твердой резины 26, нарезной пробки 25,
затягивающей резину, и точно тарированной пружины 21, прижимаю-
щей резину к кольцевому бортику предохранительного клапана. Сила
пружины регулируется при помощи натяжной гайки 22, которая должна
быть законтрена контргайкой 24. Закрытый предохранительный клапан
удерживается пружиной 21. Если давление в камере низкого давления
выше нормы, то пружина не в состоянии удержать клапан, и воздух
травится наружу через отверстия в корпусе до тех пор, пока давление
6*
83
не упадет до нормы. Нормально клапан редуктора высокого давления
должен начинать стравливать воздух при давлении 55—60 ат, а клапан
редуктора низкого давления — при 40—45 ат.
Под все пружины должны быть подложены шайбы. Детали, сопри-
касающиеся с резиной, не должны иметь углов. Нужно’ следить за тем,
чтобы масло не попадало в редуктор. При повреждении поверхности ре-
зиновых шайб последние необходимо сменить.
Фиг. 51. Приспособление для регулирования и проверки пропускной
способности редукторов.
Натяжная гайка 22 предохранительного клапана и регулирующий
стакан 9 рабочей пружины должны быть запломбированы.
После переборки редуктора необходимо его отрегулировать и про-
верить его пропускную способность. Для этого нужно установить редук-
тор в приспособление, показанное на фиг. 51.
Регулирование редукторов
К входному штуцеру редуктора присоединить источник сжатого
воздуха, обеспечивающий давление 100—120 ат или 45—52 ат, в за-
висимости от того, какой испытывается редуктор — высокого или низ-
кого давления.
Прежде всего отрегулировать предохранительный клапан так, что-
бы воздух стравливался через него при давлениях, указанных выше.
84
После этого* стаканом 9 (см. -фиг. 50) отрегулировать рабочую пру-
жину 8 так, чтобы давление воздуха после редуктора было равно.около
50 аг у редуктора высокого давления и 35 ат — у редуктора низкого
давления.
Во- время подачи воздуха в- регулятор при закрытых кранах при-
способления давление воздуха после редуктора может возрастать: при
испытании редуктора высокого давления до 55—ВО ат и при испытании
редукторов низкого давления — до 40 ат.
При открывании дополнительного крана (см. фиг. 51), а также при
начале заполнения камеры или сети, давление по манометру приспо-
собления резко падает: при испытании редуктора высокого давления
до 35—45 ат и при испытании редуктора низкого давления — до-
20—301 ат. При закрывании дополнительного крана давление после ре-
дуктора по манометру должно быстро и резко приходить к номиналу,
т. е. 50 или 35 ат (в зависимости от того, какой испытывается редук-
тор).
После проверки перепада давлений проверить время, в течение
которого- воздух, проходящий через редуктор, заполняет баллон емко-
стью 12 л.
При проверке нужно засечь момент пуска воздуха через редуктор
и момент установления -в баллоне давления, на которое отрегулирован
редуктор. Промежуток времени между этими моментами должен быть
не более 30 сек. Давление следует наблюдать по манометру приспособ-
ления. -Во время регулирования редуктора запорный кран приспособле-
ния держать открытым, а дополнительный кран перед проверкой от-
крыть, а во время проверки держать закрытым.
С самолета № 1891028 дополнительный и запорный краны на при-
способлении заменены вентилями (см. фиг. 49).
В целях обеспечения возможности регулирования редукторов- и про-
верки их пропускной способности непосредственно на самолете (что
упрощает указанную работу в частях, так как отпадает необходимость
в специальном источнике воздуха) с июня 1947 г. конструкция приспо-
собления изменена, как указано' на фиг. 52.
В новом приспособлении добавлен угольник 5, позволяющий при-
соединить приспособление к редукторам, установленным на самолете.
На вновь изготовляемых приспособлениях угольник приваривается
к приспособлению. Для использования ранее выпущенных приспособ-
лений к последним следует присоединять съемный угольник 5 (см.
фиг. 52) при помощи штуцера и накидной гайки приспособления.
Порядок пользования приспособлением (см.
фиг. 52):
1. Соединительный и запорный краны системы закрыть.
2. Отсоединить штуцер камеры низкого давления, испытуемого ре-
дуктора от системы и подсоединить к нему приспособление.
3. Вентили 1 и 2 закрыть.
4. Зарядить резервный баллон до давления .120—150 ат.
5. Регулируя пружину редуктора и подавая воздух от резервного
баллона в редуктор, следить за показанием манометра, установленного
на приспособлении. Редуктор считается отрегулированным тогда, когда
при открывании и закрывании вентиля 2 стрелка манометра 7 после
спадания возвращается к цифре нормального давления. При этом дав-
ление по манометру резервного баллона должно быть не менее 100 ат.
6. Если регулируется редуктор низкого давления, то воздух от ре-
зервного баллона предварительно проходит через редуктор высокого
85
ОТ ИСТОЧНИКА
Фиг. 52. Приспособление для регулирования и проверки пропускной способности редукторов
непосредственно на самолете.
1 и 2—вентили; 3—трубка; 4—крестовина крепления манометра; 5—переходник (угольник);
б—уплотнительная прокладка; 7—манометр на 60 ат; 8—резервный баллон на 150 ат;
9—редуктор высокого давления; 10— редуктор низкого давления.
давления, установленный в сети, после чего попадает в редуктор низ-
кого давления. В тех случаях, когда регулируются оба редуктора, — в
первую очередь регулировать редуктор высокого' давления.
7. При проверке пропускной способности редуктора к трубке 3,
идущей от вентиля 1, присоединить 12-литровый баллон на 150 ат. Если
такого баллона нет, разрешается воспользоваться резервным баллоном,
установленным на самолете. В этом случае трубку системы от баллона
отсоединить и присоединить к баллону трубку 3 приспособления. Пред-
варительно' воздух из баллона стравить и запорный кран закрыть.
8. Присоединив к бортовому зарядному штуцеру аэродромный бал-
лон с давлением 120—150 ат, открыть вентили 1 и 2 приспособления.
Затем открыть вентиль баллона, и как только воздух начнет выходить
через вентиль 2 в атмосферу, быстро закрыть вентиль 2 и одновременно
засечь время. От момента закрытия крана 2 до момента установления
в 12-литровом баллоне давления, на которое отрегулирован редуктор,
.должно пройти не более 30 сек. Контроль за давлением производить по
манометру 7 приспособления.
Примечания. 1. Перед регулированием редукторов сиденье снять.
2. При регулировании редукторов, снятых с самолета, к приспособлениям
(см. фиг. 51 и 52) необходимо иметь переходную трубку, обеспечивающую присое-
динение источника сжатого воздуха к регулируемому редуктору.
Кроме того источник сжатого воздуха должен обеспечить подачу воздуха
под Давлением 100—150 ат при регулировании редукторов высокого давления и
45—55 ат — при регулировании редукторов низкого давления.
Зарядный штуцер и обратный клапан
Зарядный штуцер помещен на стенке кронштейна крепления при-
емника РПКО-ЮМ у бортового люка.
Кронштейн крепления Полет
приемника и-умформера ===----
Фиг. 53. Зарядный штуцер.
1—заглушка штуцера (перед зарядкой снимается); 2—корпус штуцера; 8—
резиновая шайба; 4—хвостовик.
Зарядный штуцер — стандартного типа (фиг. 53), отличается Ьт
стандартного штуцера завода № 305 тем, что корпус и крышка вместо
литых сделаны горячештампованными из дуралюмина. Это' повысило
прочность зарядного штуцера, работающего при давлении 150 ат.
87
Обратный клапан
стрелка.
Рабочее давление
предназначен для того,
(фиг. 54) помещен на левом борту в. кабине
обратного клапана 150 ат. Обратный клапан
чтобы не пропускать воздух после зарядки об-
ратно через зарядный штуцер. Клапан про-
пускает воздух только’ в одном направлении,
т. е. в баллоны, и автоматически закрывает
его выход через штуцер в обратном направ-
лении в атмосферу.
Обратный клапан состоит из корпуса 5,
поршня 4 с продольными пазами для прохо-
да воздуха, гайки 1, возвратной пружины 6
и резиновой шайбы 3. ,
От зарядного штуцера сжатый воздух по-
ступает к штуцеру гайки 1, где, преодолевая
силу пружины, отжимает поршень клапана и
проходит (как это показано на фигуре стрел-
ками) по продольным пазам к выходному
штуцеру. При отсутствии давления в заряд-
ном штуцере возвратная пружина возвращает
Фиг. 54. Обратный (заряд-
ный) клапан.
1—Гайка; 2—медная про-
кладка; 3—резиновая шай-
ба; 4—поршень клапана с
продольными пазами; 5—
корпус клапана; 6—воз-
вратная пружина клапана;
7—упорная втулка.
поршень в исходное положение и тем препят-
ствует выходу воздуха из воздушной системы
самолета.
Демпферы шасси, хвостового колеса и щитков
Демпферы предназначены для торможе-
ния проходящего воздуха в одном направле-
нии; в обратном направлении они пропускают
воздух без потерь.
Демпферы шасси (см. фиг. 35) установлены в магистрали выпуска
между подъемником и цилиндром-включателем верхнего замка.
Демпферы хвостового колеса установлены и в магистрали выпуска
и в магистрали подъема колеса около подъемника.
Фиг. 55. Демпфер шасси и хвостового колеса.
1—гайка; 2—корпус; 3—стрелка на корпусе; 4—калиброванное отверстие;
5—резиновая шайба; 6—медная прокладка; 7—поршень демпфера с про-
дольными пазами; 8—пружина; 9—упорная втулка.
Конструкция демпфцра (фиг. 55) аналогична конструкции обратного
клапана и отличается от последней только наличием калиброванного-
отверстия в поршне (видно, если посмотреть вдоль штуцера на свет).
Поэтому поршень 7 демпфера имеет другую форму. ’
88
Для отличия от обратного клапана наружное кольцо демпфера
окрашено.
Демпфер шасси имеет калиброванное отверстие диаметром 1,3 мм,
а демпфер хвостового колеса—- отверстие диаметром 0,5 мм.
Отличить демпфер шасси от демпфера хвостового- колеса можно по
цвету кольца (у. демпфера шасси кольцо- красного цвета, у демпфера.
хвостового колеса — синего),
а также по диаметру отвер-
стия в поршне демпфера.
Направление свободного
прохода воздуха указано
стрелкой на демпфере. Если
этой стрелки не видно, то
следует руководствоваться тем,
что. свободный проход воздуха
направлен от большей гайки
к меньшей и должен итти в
Фиг. 56. Демпфер щитков.
1—гайка; 2—-поршень клапана; 3—корпус; 4—
медная про-кладка; 5—резиновая шайба; 6—
калиброванное отверстие.
направлении к подъемнику.
Чтобы не перепутать на-
правление .демпфера при уста-
новке его в сеть, строго со-
блюдать правило: т р у б о-
провод от подъемника присоединять только со сто-
роны меньшей гайки.
Демпфер щитков (фиг. 56) по конструкции отличается от демпферов
шасси и хвостового колеса, но по схеме работы они одинаковы. Демп-
фер устанавливается при помощи стяжной муфты на боковой штуцер
цилиндра-выключателя замка щитков.
5. СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ВЫПУСКА ШАССИ
Для выпуска шасси в- случае: отказа воздушной системы (пробоина
в магистрали, отсутствие воздуха в баллонах, отказ компрессора и- т. д.)
на самолете имеется система аварийного выпуска шасси. Аварийный
выпуск шасси осуществляется ручной лебедкой, установленной на пра-
вом борту в кабине пилота. При вращении рукоятки лебедки против
часовой стрелки (если смотреть на борт) два троса наматываются на
барабан (фиг. 57). Эти тросы соединены через ролики и полиспасты
с рычагами аварийного выпуска (фиг. 58).
Рычаг каждой ноги шасси при наматывании троса на барабан на-
жимает на верхнюю часть подкоса и выпускает шасси. К рычагу ава-
рийного выпуска шасси присоединен амортизационный шнур, оттяги-
вающий его в исходное положение (назад) и удерживающий трос в на-
тянутом положении.
Свободный конец троса аварийного выпуска присоединен к сере-
дине плеча передаточной качалки 9. Верхняя часть этого плеча при
пользовании системой аварийного выпуска упирается в упор, который
принимает на себя все усилие, действующее по тросу, и разгружает
таким образом трос аварийного открывания верхнего замка, присоеди-
ненный . к другому плечу этой качалки. Взаимодействие деталей верх-
него замка при аварийном выпуске см. в описании верхнего замка.
Лебедка аварийного выпуска шасси (см. фиг. 57) имеет литой кор-
пус 1, в котором смонтирована червячная передача. Барабан 2 с чер-
вячным колесом 8 и червяк 19 вращаются на шарикоподшипниках 5
89
и 20. Вращение осуществляется при помощи ручки 17 с рукояткой 15.
Рукоятка в походном положении должна, быть убрана к борту фюзе-
ляжа, а при аварийном выпуске выдвинута.
На червяке имеется храповик, к которому подводится собачка И,
укрепленная на крышке корпуса 22. Храповик и собачка удерживают
систему аварийного выпуска от обратного хода. Собачка под действием
Фиг. 57. Лебедка аварийного выпуска шасси.
1—корпус лебедки; 2—барабан для троса; 3—ось барабана и червячного ко-
леса; 4—втулка, запрессованная в корпус; 5—шарикоподшипники червячного
колеса и барабана; 6—распорная трубка; 7—крышка; 8—червячное колесо;
9—болты крепления барабана к червячному колесу; 10—защелка собачки; 11—
собачка храповика; 12—пружина собачки; 13—шпилька крепления ручки; 14—
стопор рукоятки в выдвинутом положении (с пружиной и шариком); 15—
рукоятка; 16—болт крепления рукоятки; 17—ручка; 18—стяжные болты; 19—
червяк (из закаленной стали); 20—шарикоподшипник червяка; 21—заглушка;
22—крышка корпуса.
пружины 12 прижимается к храповику. При регулировании системы
аварийного выпуска собачку отводят от храповика.
С машины № 1890124 чугунное червячное колесо лебедки заменено
бронзовым, являющимся более надежным в эксплоатации.
6. ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА
Тормозная система самолета питается сжатым воздухом от шту-
цера, включенного в воздушную линию, идущую от баллонов запуска
(см. фиг. 35). Система, представленная схематически на фиг. 59, состоит
из следующих основных деталей: редукционного клапана 6, дифферен-
циала 7, соединенного тягой 8 с педалями ножного управления, фильтра
2 для очистки воздуха, отстойника 3 для сбора конденсата, двухстре-
лочного манометра 1, тормозного рычажка 4, тормозов, смонтированных
в колесах, и воздухопроводов. Допустимое максимальное давление в
проводке тормозной системы равно 10 ат.
Проводка осуществлена стальными трубками сечением 8X6 мм с
ниппельными соединениями. По стойке шасси проводка выполнена дю-
ритовым шлангом. Положение этого, шланга выбрано из условий наи-
меньших его деформаций при усадке амортизатора и при уборке и вы-
пуске шасси с учетом вращения стойки вокруг своей оси.
С самолета № 1890130 устанавливаются дюритовые шланги в ме-
таллической оплетке.
Менять положение шланга не допускается, поэтому в эксплоатации
необходимо следить за неизменностью положения всех хомутов, кре-
90
Фиг. 58. Схема аварийного выпуска шасси.
1—лебедка аварийного выпуска шасси; 2—двухручейный ролик на броне-
корпусе; 3—ролики на переднем лонжероне; 4—направляющая на переднем
лонжероне; 5—ролик с пирамидой на узлах крепления шасси; 6—подъемник
шасси; 7—ролик на верхнем профиле центроплана; 8—ролик на внешнем узле
крепления шасси; 9—передаточная качалка (с упором для открывания верх-
него замка); 10—ролик на верхнем замке; 11—переходный валик верхнего
замка; 12—рычаг аварийного выпуска шасси; 13—упор.
91
пящих шланг, по меткам или рискам на стойке, и не передергивать
шланг через хомуты, чтобы не изменить необходимой для движения
слабины шланга между хомутами.
Фиг. 59. Схема управления тормозами.
1—манометр двухстрелочный; 2—фильтр; 3—отстойник; 4—тормозной рыча-
жок на ручке; 5—толкатель; 6—редукционный клапан ПУ-6; 7—диффе-
ренциал; 8—тяга, соединяющая дифференциал с педалями; 9—колесо; 10—
дюритовые шланги; 11—педали ножного управления; 12—'воздушная проводка..
Детали тормозной системы
Фильтр
Фильтр (фиг. 60) служит для очистки сжатого воздуха, поступаю-
щего из баллонов в тормозную систему; устанавливается он в передней
части пульта шасси.
Корпус фильтра 1 и крышка 2 отлиты из алюминиевого сплава.
В полости корпуса помещены пять медных сеток 8 и четыре фетровые
прокладки 7 между ними. Сверху над сетками установлена пружина 6,
которая затягивается крышкой 2. Для уплотнения резьбы корпуса и
крышки установлена свинцовая прокладка 5. В дно корпуса и в крышку
92
Фиг. 60. Фильтр тормозов.
1—корпус фильтра; 2—
крышка; 5—штуцеры; 4—
уплотнительные проклад-
ки; 5—уплотнительная про-
кладка; 6— пружина; 7—
фетровая прокладка; 8 —
сетка металлическая.
ввернуты штуцеры 3, уплотненные свинцовыми или клингеритовыми
прокладками 4.
Воздух, попадая в фильтр через штуцер 3, ввинченный в крышку,
проходит сквозь сетки и фетровые прокладки, задерживающие по-
сторонние частицы, попадающие вместе с воз-
духом в фильтр.
Очищенный воздух поступает через про-
тивоположный штуцер в редукционный кла-
пан ПУ-6 и далее через дифференциал — в
тормозную камеру.
Клапан ПУ-6
Клапан ПУ-6, установленный в тормоз-
ной системе на трубе ручки управления (вни-
зу), состоит из двух частей — редуктора и
системы перепускных клапанов.
Редуктор служит для понижения подво-
димого к клапану высокого давления (50 ат)
сжатого воздуха до давления в пределах от
0! до 10' ат.
Система перепускных клапанов обеспе-
чивает впуск воздуха в. тормозную систему
при торможении и выпуск его из системы при
растормаживании.
В литом из алюминиевого сплава кор-
пусе X (фиг. 61) имеется верхняя и нижняя
полости, отделенные одна от другой перемыч-
кой с отверстием в центре. Верхняя полость
сообщается через штуцер 2 с тормозной си-
стемой. В нижнюю полость подводится сжа-
тый воздух из баллонов. В верхнюю полость
корпуса вставляется мембранный поршень,
который своим бортиком ложится на запле-
чики корпуса клапана. Под бортик ставится
для уплотнения свинцовая прокладка 17,
прижимающаяся гайкой 14.
Мембранный поршень состоит из корпуса поршня 19 и направляю-
щей 16, связанных между собой гофрированной мембраной 18 (нижний
конец мембраны припаян к корпусу поршня, а верхний конец —• к на-
правляющей 16). Корпус 19 поршня имеет седло с отверстием в центре
и может свободно перемещаться внутри корпуса 1 клапана.
В нижнюю полость корпуса клапана вставляется корпус клапанного
устройства 7, имеющий седло с отверстием в. центре, направляющее от-
верстие для штока 20 и боковые отверстия для прохода воздуха. В на-
правляющее отверстие вставлен шток 20, на концах которого находятся
чашки 5 с резиновыми прокладками 9.
Нижняя чашка 5 плотно, прижата к седлу корпуса 7 пружиной 8,
а верхняя гайка входит в корпус поршня 19, не соприкасаясь с его. сед-
лом.
Корпус 7 ложится своими краями на перемычку и прижимается к
ней через уплотнительную свинцовую шайбу 6 штуцером 5.
В штуцере имеется сетчатый фильтр 4, служащий для очистки по-
ступающего воздуха. В направляющую 16 поршня вставлена редукцион-
ная пружина 10, опирающаяся одним концом в. корпус поршня 19.
93
Фиг. 61. Клапан ПУ-6.
1—Корпус клапана!; 2—выходной
штуцер; 3—входной штуцер; 4—сет-
чатый фильтр; 5—чашки.; 6—
уплотнительная шайба; 7—корпус
клапанного устройства; 8—пружи-
на; 9—резиновые прокладки; 10—
редукционная!' пружина; 11—кор-
пус (Толкача; 12—регулировоч-
ная пайка; 13—ролик; 14—зажим-
ная пайка; 15—штифт*; 16—на-
правляющая ; 17—уплотнительн ая
прокладка; 18—мембрана; 19—кор-
пус поршня; 20—шток; 21—пружи-
на; 22—уплотнительная прокладка;
23—накидная гайка; 24—ниппель.
Сверху пружина зажата толкачом, который удерживается от выпадания
проволочным кольцом.
Толкач состоит из корпуса 11, регулировочной гайки 12, ролика 13
и направляющего штифта 15.
Штифт 15 контрит гайку 12 от вывертывания и одновременно пре-
дохраняет толкач от проворачивания в направляющей поршня 16. При
нажатии на ролик 13 пружина 10 сжимается и давит на корпус порш-
ня 19; при этом поршень, растягивая мембрану, опускается вниз, седло
корпуса поршня упирается в верх-
нюю' чашку '5 и таким образом пере-
крывается проход воздуха из тормоз-
ной системы в атмосферу.
При дальнейшем н'ажатии тол-
кача шток 20 клапана опустится вниз
и нижняя чашка 5 клапанного устрой-
ства отойдет от седла корпуса 7, от-
крывая этим сообщение между ниж-
ней и верхней полостями.
В этом положении сжатый воз-
дух из баллонов попадает в верхнюю
полость, а оттуда — в тормоза колес.
Сжатый воздух будет поступать из.
баллонов в тормоза до тех пор, пока
сила давления воздуха, действующая
на мембранный поршень, не превы-
сит силы упругости редукционной
пружины 10. Как только сила пру-
жины будет превзойдена, мембран-
ный поршень поднимется. Одновре-
менно поднимется шток 20 и за-
кроет доступ воздуха в верхнюю по-
лость корпуса клапана. С изменением
силы нажима на толкач, т. е. с из-
менением степени сжатия редукцион-
ной пружины, меняется давление воз-
духа, посылаемого в тормоза. После
прекращения нажатия на толкач пру-
жина освобождается’, все детали
принимают исходное положение, и
воздух из тормозов выходит через
верхнюю часть клапана в атмосферу.
Регулирование клапана произво-
дится на давление 10 ат (при пол-
ном повороте гашетки тормозов) пу-
тем завинчивания или вывинчивания регулирующего болта, ограничи-
вающего поворот рычага, нажимающего на толкач клапана. Регули-
рующий болт установлен на рычажке, передающем усилие от гашетки
тормозов на клапан ПУ-6 (см. фиг. 59).
Дифференциал
Дифференциал тормозной системы, установленный на профилях
пола кабины в промежутке между ручкой управления и ножными педа-
лями (см. фиг. 59), представляет собой агрегат, обеспечивающий одно-
временное торможение двух колес при нейтральном положении педалей
94
и одного правого или левого колеса — при соответствующем повороте
педалей.
В корпусе 1 (фиг. 62) дифференциала имеется два сквозных ка-
нала, соединенных с центральным гнездом под штуцер двумя косыми
каналами, и два верхних канала, сообщающихся с боковыми гнездами
под штуцеры 2 и полостями, заключенными между пробками 20 и кла-
панами 18, через засверленные отверстия, закрытые снаружи пробками
17. В каждое гнездо- корпуса ввернут штуцер с прокладкой 3. В верх-
ние части сквозных каналов вставлены поршни 6 с манжетами 4.
Фиг. 62. Дифференциал.
1—корпус; 2—штуцер; 3—уплотнительная прокладка; 4—манжета; 5—кон-
тровочное кольцо; 6—поршень с пружиной; 7—рычаг; 8—контргайка; 9—тол-
катель; 10—валик; 11—вилка; 12—штифт; 13—направляющая втулка; 14—за-
жимная шайба; 15—направляющая тарелочка клапана; 16—пружина; 17—
пробка; 18—клапан; 19—уплотнительная прокладка; 20—пробка; 21—накид-
ная гайка; 22—ниппель.
Поршни перемещаются в направляющих втулках 13, закрепленных
в гнездах каналов контровочными кольцами 5. На фланцах втулок 13
имеются отверстия для прохода воздуха из тормозов в атмосферу.
В средней части сквозных каналов расположены клапанные устрой-
ства, состоящие из клапанов 18, пружин 16 и направляющих тарелочек
15, прижатых пружинами к седлам каналов.
В нижней части сквозных каналов- нарезана резьба для пробок 20,
имеющих по центру сквозные отверстия, перекрываемые клапанами.
В верхней части корпуса вмонтирована вилка 11с контрящим ее
штифтом 12. В вилку вставлен рычаг 7, шарнирно закрепленный вали-
ком 10. На рычаге имеется два; толкателя 9, которые регулируются и
контрятся контргайкой 8. Клапан 18 разделяет каждый канал на две
полости — верхнюю и нижнюю. Обе полости сообщаются между собой
просверленными каналами. Нижняя полость может также сообщаться
с атмосферой через отверстие в пробке 20.
95
Рычагом 7 и тягой 8 (см. фиг. 59) дифференциал связан с трубкой
педалей. Соединение сделано- так, что при нейтральном положении пе-
далей управления рычаг дифференциала также занимает нейтральное
положение.
При нажатом клапане ПУ-6 сжатый воздух поступает через цен-
тральный штуцер по косым каналам в верхние полости сквозных кана-
лов, откуда через боковые штуцеры в тормоза колес. При этом отвер-
стия в. пробках 20 (см. фиг. 62) перекрыты клапанами 18. При пере-
мещении педалей соответственно поворачивается рычаг 7 и нажимает
одним из толкателей 9 на соответствующий поршень 6. Поршень совме-
стно с прикрепленной к нему манжетой опускается вниз и перекрывает
доступ воздуха к тормозу одного из колес.
После того- как манжета минует боковые отверстия, сжатый воздух
из соответствующего тормоза через боковой штуцер и отверстия во
фланце направляющей втулки 13 выходит в атмосферу и колесо рас-
тормаживается.
При поворотах рычага 7 возможно такое положение, когда ман-
жета поршня полностью перекроет боковое отверстие, вследствие чего
при растормаживании воздух из тормоза не сможет выйти в атмосферу,
и колесо останется заторможенным даже после того как пилот отпу-
стит тормозную гашетку на ручке управления. Это может привести к
развороту самолета, так как колесо, которое необходимо растормозить,
останется заторможенным. Это явление предотвращается предохрани-
тельными клапанами 18, которые после прекращения подачи воздуха в
дифференциал растормаживают оба колеса, в каком бы положении в
этот момент ни находился поршень 4.
Принцип работы предохранительного клапана заключается в сле-
дующем. Когда пилот прекращает нажимать на толкатель клапана
ПУ-6, проход воздуха в клапан перекрывается и одновременно откры-
вается в клапане ПУ-6 проход воздуха, в атмосферу. Вследствие этого
воздух из верхних полостей каналов дифференциала выходит через от-
верстия в клапане ПУ-6 и тормоза, канал к которым открыт, растор-
маживаются. Из тормоза, канал к которому перекрыт манжетой порш-
ня, воздух выходит через засверленные в корпусе отверстия в нижнюю
полость канала, где приподнимает клапан 18 и через открывшееся от-
верстие в. пробке \20 выходит в атмосферу.
Работа тормозной системы
Воздух из баллонов запуска через общий воздухопровод поступает
в отстойник 3 (см. фиг. 59), прямоточный фильтр 2 и редукционный
клапан 6.
Торможение осуществляется нажатием тормозного рычажка 4,
укрепленного на головке ручки управления самолетом. Рычажок по-
средством тяги и рычага приводит в действие редукционный клапан.
При торможении обоих колес педали должны находиться в. нейтраль-
ном положении. Воздух из редукционного клапана под давлением, за-
висящим от силы нажатия на рычажок, поступает в дифференциал 7
и по трубкам 12 идет в- камеры тормозов обоих колес.
В камере тормоза сжатый воздух, расширяясь, прижимает тормоз-
ные колодки к стальной рубашке обода и вызывает таким образом тор-
можение колеса.
Раздельное торможение осуществляется при помощи дифференциа-
ла, связанного с педалями управления. При нажатии ногой на левую
96
педаль тормозится левое колесо, при нажатии на правую педаль — тор-
мозится правое колесо; при этом другое колесо растормаживается
Тормозной рычажок в обоих случаях должен быть нажат. Тормо-
жение прекращается, как только будет отпущен тормозной рычажок 4.
Давление в тормозной системе контролируется двухстрелочным ма-
нометром, трубопровод которого включен в магистраль, идущую от диф-
ференциала к колесам.
7. СИГНАЛИЗАЦИЯ ШАССИ
Механическая сигнализация
Механическая сигнализация состоит из указателей 5 (см. фиг. 26),
помещенных над каждой ногой шасси на верхней обшивке около пе-
реднего лонжерона. Указатель соединен тягой с верхним поворотным
узлом крепления ноги шасси. При выпущенном шасси указатель пол-
ностью выходит из крыла, а при убранном — целиком уходит внутрь
крыла. Промежуточные: положения указателя соответствуют промежу-
точным положениям шасси. При полностью выпущенном шасси над по-
верхностью крыла должно появиться белое кольцо на указателе.
Электрическая сигнализация
Для сигнализации положения шасси на самолете установлено пять
концевых выключателей. Два концевых выключателя ВК-166 (см.
фиг. 31) установлены на замках подкосов. Два другие выключателя
ВК-166 установлены на верхних замках (см. фиг. 32) и один — на сек-
торе газа.
Выключатель на замках подкосов срабатывают при полном закры-
тии замка. При. срабатывании выключателя на доске приборов заго-
рается зеленая лампочка.
Выключатели, установленные на верхних замках шасси, срабаты-
вают при убирании шасси и закрывании верхних замков.
При срабатывании выключателя на доске приборов, загорается крас-
ная лампочка.
'Выключатель на секторе газа приводится в действие рычагом сек-
тора, при установке, его в положение, «малый газ». Шток выключателя
включает сигнализацию1 шасси, если тумблер сигнализации по каким-
либо причинам в это время не был включен.
Концевые выключатели ВК-166 в системе сигнализации не могут’
быть заменены никакими другими выключателями.
Регулирование штоков концевых выключателей
Штоки концевых выключателей должны быть отрегулированы сле-
дующим образом:
а) ход штоков в- начале до 3—4 мм должен быть холостым, далее
на 4—8 мм — контактным и на 8—11 мм — резервным (полный ход
11 мм);
б) при полностью выпущенном шасси и полностью1 закрытых зам-
ках должны загораться зеленые лампочки;
в) при полностью убранном шасси и полностью закрытых верхних
замках должны загораться красные лампочки;
г) при выключенном тумблере сигнализации шасси лампочки
сигнализации должны загораться автоматически с переводом рычага га-
за в положение «малый газ».
7 Самолет Ил-10
97
8. обтекатели шасси
Обтекатели шасси состоят каждый из двух частей: обтекателя на
крыле и обтекателя колеса.
Обтекатель на крыле в свою очередь состоит из неподвиж-
ной части., закрепленной на крыле, и двух створок. Створки подвешены
к неподвижной части на двух шарнирах каждая.
Когда шасси выпущено, створки опущены вниз; когда шасси убра-
но, створки подняты и образуют с неподвижной частью хорошо обте-
каемое тело.
Одна створка (внутренняя) соединена с ногой шасси регулируе-
мой тягой. Другая створка (наружная) соединяется с первой также
регулируемой тягой. Длины тяг регулируются таким образом, чтобы в
убранном положении шасси створки были хорошо- прижаты, но чтобы
не создавали большого сопротивления при уборке шасси.
В носовой части каждого обтекателя сделаны легко-съемные лючки
для подхода к узлам ноги шасси, роликам и тросу аварийного выпуска
и тяге механической сигнализации.
-Все шарниры управления и подвески створок не должны быть затя-
нуты и перекошены. Морские болты (с -флажком) и -валики с булавками
должны- легко выниматься и вставляться.
Обтекатель колеса установлен наглухо на нижнем башмаке
стойки ноги. В верхней своей части он имеет узел, который скользит по
направляющей, укрепленной на цилиндре амортизатора. От нижнего
башмака стойки идут три тяги к кромке обтекателя: вперед, вверх и
назад. Каркас самого обтекателя образован из профилей, к которым
крепятся узлы обтекателя и узлы для тяг.
При убранном шасси обтекатель колеса закрывает большую часть
отверстия для колеса в. центроплане и образует, на крыле обтекаемую
поверхность.
Обтекатель колеса при посадках и в полете подвергается большим
разно-характерным нагрузкам, поэтому необходимо внимательно следить
за его состоянием. В случаях повреждения обтекателя от ударов и
появления люфтов в его отдельных элементах обтекатель необходимо
сразу же отремонтировать, не доводя его до разрушения. Погнутые
места необходимо править по мере их появления. Регулировку тяг без
нужды, не менять, так как их регулирование является кропотливой ра-
ботой.
Порядок регулирования обтекателя указан в разделе 10 этой .главы..
9. УСТАНОВКА ХВОСТОВОГО КОЛЕСА
. Установка хвостового колеса (костыльная установка) состоит: из=
стойки с траверсой 4 (фиг. 63), вилки 3 и колеса 400X150 мм. Уста-
новка снабжена амортизатором 7 и подъемником 6.
Все силовые детали установки изготовлены из хро-мансилевой стали,
и термической обработки до = 125-4 кг/мм2.
С т о й к а1 хвостового колеса («костыль») представляет собой точе-
ную- толстостенную трубу, к которой приварен двуплечий кронштейн
(траверса) крепления стойки к фюзеляжу.
Под траверсой к стойке приварен -фланец с ушками крепления сто-
пора.
-Вилка хвостового колеса — из хромансилевой стали, вы_
штамп-ована из двух половин. В середине она имеет втулку с фланцем,.
98
fl

Фиг. 63. Установка хвостового колеса.
1—колесо 400X1’50 мм; 2—крепление оси к вил-
ке; 3—вилка; 4—траверса стойки хвостового
колеса; 5—штуцер подъемника; 6—подъемник;
7—амортизатор; 8—концевой выключатель
сигнализации ВК-166; 9—рычаг; 10—трос управ-
ления стопором; 11—стопор хвостового колеса;
12—рычаг стопора.
которой она надевается на стойку и закрепляется на ней кольцом и
сквозным болтом.
Ось хвостового колеса (фиг. 64) выполнена в виде точе-
ной тонкостенной трубы с упорным бортиком. На ось насаживаются и
зажимаются гайкой 8 через распорные втулки 5 шарикоподшипники
колеса.
Фиг. 64. Ось хвостового колеса.
1—нарезная втулка; 2—болт; 3—(винты крепления контровки к вилке хвосто-
вого колеса; 4—контрован пластинка; 5—распорная втулка; 6—ось; 7—болт;
8—затяжная гайка.
Ось колеса в собранном виде с колесом и прочими деталями за-
крепляется в вилке двумя болтами.
Амортизатор хвостового колеса
Амортизатор хвостового колеса (фиг. 65) масляно-воздушный, по
своей конструкции аналогичен серийному амортизатору самолета Ил-2.
Ход поршня амортизатора равен НО мм.
Цилиндр амортизатора 2 выточен из толстостенной трубы. К нему
приварена крышка 1 с ухом. На другом конце цилиндра имеется пере-
кидная гайка 11 с сальником 12 и штауфером 13, поршень 14 имеет в
верхней части обычное уплотнение, состоящее из кожаных манжет 9,
дуралюминовых распорных колец 8 и бронзовой буксы 7. В донышке
поршня ввернута игла 4 переменного сечения, которая входит в диф-
фузор 3, ввернутый в цилиндр амортизатора.
100
На цилиндре сделан усили-
вающий пояс, в зоне которого
вварены две втулки. В одну
втулку ввернут взаимозаменяе-
мый с амортизатором шасси за-
рядный штуцер 17, в другую —
заливочная пробка 16.
Усилия по амортизатору в
момент усадки воспринимаются
упором под рычагом 9 (см.
фиг. 63) и шарниром крепления
рычага. Для гарантии от само-
произвольной уборки хвостового
колеса, которая может произой-
ти вследствие случайного пово-
рота рычага 9, шарнир крепле-
ния штока амортизатора снесен
вниз (стрела прогиба 15 мм) от
прямой, соединяющей шарнир
цилиндра амортизатора с ниж-
ним шарниром рычага 9. Таким
образом при посадках усилия от
хвостового колеса на подъемник
не передаются. В случае ава-
рийной посадки с убранным хво-
стовым колесом вилка колеса
упирается в стальные узлы на
раме № 13а. На вилке для этой
цели имеются опорные сухари.
Подъемник хвостового
колеса 1
Подъемник хвостового коле-
са (фиг. 66) в основном состоит
из корпуса цилиндра 3 с крыш-
ками 2 и 14, штока 17 и двух
плавающих втулок 11 и 13 с ша-
риковыми замками 5.
При поступлении воздуха че-
рез передний штуцер передняя
плавающая втулка 13 сдвигает-
ся до упора в бортик 12 зад-
ней плавающей втулки И, при
этом цилиндр 16 передней пла-
вающей втулки выходит из-под
шариков 5 и шарики выходят из
кольцевоф Паза 15; замок от-
крыт, и поршень начинает дви-
гаться.
СО 13
з" Й «
о и а ®
Дойдя до противоположного конца цилиндра, замок закрывается,
так как шарики под давлением цилиндра 6 задней плавающей втулки
входят в- кольцевой паз 1.
101
При поступлении воздуха через задний штуцер работа замков
повторяется в обратном порядке.
Передний и задний замки имеют по шесть шариков, диаметром
Va дюйма. Пружины замков удерживают плавающие втулки в закрытом
состоянии при стравленном из
натяга или между сухарями и узлами
шающий 25 мм.
цилиндра воздухе.
Манжеты подъемника из-
готовлены из резины для
уменьшения трения при дви-
жении плавающих втулок и
поршня.
Для нормальной работы
подъемника необходимо, что-
бы поршень подъемника всегда
доходил до крайних положе-
ний и шарики замков занима-
ли бы положение против кон-
цевых проточек (пазов).
Это достигается тем, что
подъем и выпуск хвостового
колеса ограничиваются только
упиранием поршня подъемни-
ка в переднюю или заднюю
крышки.
Для обеспечения нормаль-
ной работы подъемника необ-
ходимо соблюдать следующие
условия:
1. Между рычагом 9 (см.
фиг. 63) и упором, установ-
ленным на фюзеляже, при под-
нятом хвосте самолета и на-
личии давления в системе на
опускание должен быть за-
зор от 0,3 до 0,8 мм. При по-
ложении самолета на трех
точках или при нажатии на
колесо сверху вниз этот за-
зор должен исчезать. Указан-
ный зазор достигается путем
Припиловки упора на фюзе-
ляже.-
2. При убранном хвосто-
вом колесе и наличии давле-
ния в системе на подъем су-
хари ((упоры), имеющиеся на
вилке колеса, не должны упи-
раться в стальные узлы на ра-
ме № 13а. Они должны или
касаться стальных узлов без
должен быть зазор, не превы-
Для того чтобы убедиться, что между сухарями и узлами натяга
нет, к колесу в. убранном положении прикладывают нагрузку сверху |
102 3
вниз. Если при этом зазор появляется, то это значит, что на-
тяга нет.
Если в убранном положении хвостового колеса1 имеется зазор до
25 мм, то в данном случае необходимо, чтобы при приложении нагрузки
на колесо снизу вверх (опустить хвост на землю) зазор исчезал.
Устранение натяга между сухарями и узлами на раме № 13а до-
стигается путем подпиловки сухарей, приваренных к вилке.
Указания по эксплоатации подъемника, хвостового колеса
Уменьшение трения в подъемнике хвостового колеса очень важно,
так как при трении выше допустимого, резко возрастает давление воз-
духа, потребное для открытия замков. Кроме того, при значительном
трении возможно зажатие замков и появление рисок и вмятин на ра-
бочих поверхностях конусов! плавающих втулок и кольцевых пазов.
Поэтому при сборке или переборке подъемника хвостового колеса
необходимо тщательно следить за тем, чтобы трение при движении вту-
лок и поршня было малым и равномерным. Все рабочие поверхности
должны быть чистыми без видимых следов обработки (шлифованными),
без вмятин и царапин. Рабочие поверхности направляющих букс долж-
ны быть строго концентричными. Плавающие втулки должны заходить
под шарики легко, под нажатием пальца. Для проверки хода втулок
берут крышку, вдвигают в нее поршень с буксой и шариками до упора
так, чтобы шарики стали против, кольцевого паза, и пальцами руки
вдвигают втулку под шарики. После того как замок сработал, прове-
ряют, не вытаскивается ли поршень.
Большую роль играет трение манжет. Манжеты должны быть из-
готовлены в строгом соответствии с чертежом (по размерам, по марке
материала, по состоянию поверхности и по твердости). Твердость ман-
жет должна быть не менее 70 по Шору. При сборке манжет в пакеты
и установке их в подъемник необходимо убедиться в том, что рабочие
кромки манжет не повреждены и не завернуты. Затягивать манжеты
следует возможно меньше, лишь бы не травился воздух. При проверке
трения каждая собранная плавающая втулка (с манжетами) должна
свободно двигаться по всему цилиндру, под действием груза 10 кг.
Также под действием силы в 10 кг должна двигаться плавающая втул-
ка по собранному поршню (с манжетами). Полностью собранный подъ-
емник должен работать при давлении воздуха 10 ат (при хорошей сбор-
ке подъемник работает при давлении 4—6 ат).
После сборки подъемника необходимо проверить его замки силой
500 кг. Под этой нагрузкой замки не должны открываться.
Стопорение хвостового колеса
Хвостовое колесо — ориентирующееся и может быть по же-
ланию пилота зафиксировано в среднем положении. Для этой цели на
стойке колеса установлен стопор, управляемый из кабины пилота.
Стопор 11 (см. фиг. 63) представляет собой защелку, вращающую-
ся на оси в ушках, приваренных к фланцу стойки и при стопорении вхо-
дящую1 в прорезь фланца на вилке.
При повороте рычага 12 тросом 10 стопор выходит из паза во
фланцах и вилка хвостового колеса получает возможность свободно вра-
щаться вокруг своей оси. Стопор возвращается в исходное положение
возвратной пружиной на рычаге 12.
ЮЗ
Трос, идущий от стопора хвостового колеса, проходит через ролики и
направляющие бобышки и присоединяется к ручке управления стопо-
ром (фиг. 67 и 68), помещенной с правой стороны сиденья пилота (на
машинах с № 1'890101 по № 1890127) или на пульте шасси с левой сто-
роны сиденья пилота (на машинах с № 1890128, см. фиг. 84)«.
При открытом стопоре хвостовое колесо может поворачиваться
на 3606.
Правила пользования стопором хвостового колеса см. ниже на
стр. 1'14.
Уборка и выпуск хвостового колеса
Уборка хвостового колеса происходит одновременно с уборкой шас-
си, потому что воздушная проводка к подъемнику хвостового колеса
включена Bi систему управления уборкой и выпуском шасси (см. фиг. 35^
36 и 370.1.
При переводе ручки крана шасси на уборку начинает убираться
шасси* и одновременно воздух поступает в подъемник хвостового коле-
са. Шток поршня подъемника, действуя на рычаг 9 (см. фиг. 63), про-
изводит уборку хвостового колеса.
Колесо убирается внутрь фюзеляжа, для чего в фюзеляже имеется
специальный вырез. Часть пневматика колеса остается снаружи.
Для плавной (без ударов) уборки и выпуска хвостового колеса у
входных штуцеров подъемника установлены демпферы.
Выпуск хвостового колеса происходит при переводе ручки крана
шасси на выпуск.
Сигнализация выпущенного положения хвостового колеса — элек-
трическая. Для этого на узле фюзеляжа с упором для рычага 9 уста-
новлен концевой выключатель ВК-166, а на доске приборов под, лам-
пами сигнализации шасси помещена зеленая лампа сигнализации хво-
стового колеса1.
Концевой выключатель хвостового колеса регулируется так же,
как выключатели сигнализации шасси. В случае необходимости допу-
скается его замена концевым выключателем В К-41.
Эксплоатационные указания по убирающемуся хвостовому колесу
Вследствие большой длины трубопровода к хвостовому колесу
уборка и выпуск хвостового колеса несколько запаздывает по срав-
нению с уборкой и выпуском шасси. Во избежание резких ударов убор-
ка и выпуск должны производиться с противодавлением. Для создания
в цилиндре подъемника хвостового колеса противодавления требуется
больше времени, чем для создания противодавления в цилиндрах подъ-
емника шасси, а поэтому рекомендуется после открытия запорного- кра-
на баллона или соединительного крана «шасси -— запуск» делать интер-
вал в* 2—3 сек. до- перевода ручки крана шасси.
Если давление в сети при уборке или выпуске шасси уменьшается,
то движение хвостового колеса становится вялым и величина запазды-
вания увеличивается. Поэтому без крайней на то необходимости нельзя
пользоваться при уборке или выпуске шасси давлением в сети, меньшим
25 ат.
Для того чтобы можно было убирать шасси одновременно с хво-
стовым колесом, необходимо, чтобы в полете хвостовое колесо было
застопорено.
При пользовании аварийным выпуском шасси хвостовое колесо- не
выпускается.
104
Фиг. 67. Ручка управления стопором хвостового колеса
на самолетах с № 1890101 по № 1890127.
1—рукоятка; 2—корпус; 3—трос управления стопором; 4—болты крепления
корпуса; 5—пружина; 6—болт; 7—шарнир; 8—осевой болт рукоятки.
Фиг. 68. Ручка управления стопором хвостового колеса, устанавливаемая
на самолетах с № 1890128.
1—рукоятка; 2—корпус; 3—трос управления стопором; 4-^болты крепления
корпуса; 5—пружина; 6—болт; 7—шарнир; 8—осевой „болт рукоятки; 9—
пульт управления шасси.
10. ЭКСПЛОАТАЦИОННЫЕ УКАЗАНИЯ ПО ПОЛЬЗОВАНИЮ
ШАССИ, ХВОСТОВЫМ КОЛЕСОМ И ЩИТКАМИ
Управление уборкой и выпуском шасси и щитков
Общие указания
Источником питания воздушной системы в полете служат баллоны
системы запуска, в которые непрерывно поступает сжатый воздух от
компрессора при работающем: моторе, или резервный баллон высо-
кого давления, который заряжается воздухом только на земле (см.
фиг. 35 и 36).
Рекомендуется в полете пользоваться баллонами запуска и толь-
ко' в случае падения давления в сети запуска ниже 35 ат или при от-
казе компрессора переходить на резервный баллон высокого давления.
Как только в системе запуска компрессор поднимет давление до нор-
мы (40—50 ат), следует опять переходить на работу от баллонов за-
пуска.
Bi полете и при рулении должен быть открыт
или соединительный кран «шасси — запуск» (при ра-
боте от компрессора), или запорный кран резерв-
ного баллона (при пользовании этим баллоном).
Для перехода от компрессора к резервному баллону необходимо
сначала закрыть соединительный кран «шасси — запуск», а потом от-
крыть запорный кран баллона. Для перехода от резервного баллона
к компрессору — сначала закрыть запорный кран баллона, а потом
открыть соединительный кран «шасси — запуск».
На земле при проверке работы воздушной системы1 можно поль-
зоваться также третьим источником сжатого воздуха— аэродромным
баллоном, присоединенным к зарядному штуцеру. В этом случае при
закрытых запорном кране баллона и соединительном1 кране «шасси —
запуск» можно пользоваться воздушной системой, открыв вентиль аэро-
дромного баллона.
Для предупреждения случайного перевода ручки крана шасси при
работе в кабине во время стоянки на земле имеется стопорная за-
движка, которая запирает ручку крана шасси в положении «опущено»
(ручка от себя). Перед уборкой шасси стопорную задвижку отодви-
гают, освобождая этим ручку крана. После выпуска шасси ручка кра-
на должна быть немедленно застопорена.
При уборке или выпуске шасси автоматически убирается или вы-
пускается хвостовое колесо. Дополнительных операций для этого не
требуется. При полном выпуске хвостового колеса загорается третья
зеленая лампочка.
Давление воздуха в проводке и в баллонах.
В проводке системы запуска давление показывает манометр запуска,
а в резервном баллоне — манометр баллона. Давление воздуха в ра-
бочей сети показывает манометр сети. Во время уборки или выпуска
шасси или щитков давление по манометру сети должно быть 25—35 ат.
В остальное время давление по манометру сети может быть любое,
но не более 40 ат.
Выпуск и уборка шасси и щитков производятся с противодавле-
нием. Сжатый воздух, находящийся с обратной стороны поршня, по-
степенно выходит в. атмосферу, благодаря чему подъем и выпуск шас-
си и щитков происходит плавно, без удара.
106
Подъем щитков замедляется еще демпфером,, установленным в
магистрали выпуска между цилиндром-выключателем и цилиндром
подъемника щитков.
Особенно важно создать противодавление в цилиндрах подъемни-
ков шасси и щитков при выпуске шасси и щитков на земле, когда нет
сопротивления набегающего потока воздуха и единственной силой со-
противления является торможение сжатого воздуха с обратной сторо-
ны поршня. Поэтому при выпуске шасси и щитков на земле необ-
ходимо:
а) перед переводом ручки крана шасси на выпуск обязательно
проверить, открыт ли источник воздуха и достаточно ли давление в
сети (по манометру должно быть не менее 25 ат);
б) переводить ручку крана щитков на выпуск только из положе-
ния «поднято»; если ручка крана находится в нейтральном положе-
нии, то ее следует сначала перевести в положение «поднято», а потом
уже в положение «опущено»; источник воздуха должен быть открыт
и давление в сети по манометру должно быть не менее 25 ат.
Убирать и выпускать.шасси, а также выпускать щитки на углы
17° и 45° допускается на скорости полета, не превышающей 27® км/час
по прибору.
К каждому самолету прикладываются таблицы, схематически по-
казывающие последовательность работ при уборке и выпуске шасси и
щитков (табл. 4 и 5).
Исходное положение воздушной системы
Исходным положением воздушной системы считается положение
системы на самолете, подготовленном к полету.
Когда пилот садится в кабину, воздушная система должна нахо-
диться в исходном положении. При этом отдельные агрегаты и детали
системы должны быть в определенных положениях:
Положения кранов:
соединительный кран «шасси — запуск» — закрыт;
запорный кран баллона — закрыт;
кран шасси — в положении «опущено» (ручка на себя) и ручка
крана заперта стопором;
кран щитков — в нейтральном положении;
дополнительный кран — закрыт и запломбирован;
зарядный штуцер — закрыт заглушкой;
кран системы запуска — открыт.
Положение сигнализации:
оба механических указателя шасси — выпущены полностью;
указатель щитков — убран полностью;
при установке рычага газа в положение «малый газ» или при
включении тумблера сигнализации шасси — горят все три зеленые
лампочки.
Показания манометров:
манометр резервного баллона (шасси) — показывает давление
100—150 ат (при давлении в баллоне менее 100 ат убирать шасси
нельзя, а при давлении менее 50 ат пользоваться щитками нельзя);
манометр системы запуска—'показывает 45—50 ат;
на манометре сети в исходном положении давление может быть
любое, но не выше 40 ат.
107
Таблица 4
Последовательность операций при уборке и выпуске шасСи
Шасси Перед выруливанием на старт открой соединительный кран „шасси—запуск"
Уборка Выпуск
Перед полетом включи тумблер и засто- пори костыль в нейтральном положении Переставь ручку крана шасси, на выпуск и застопори ее
Отстопори и переставь ручку крана шасси
на „ПОДНЯТО"
действительно
по машину ffi 1890127
Смотри на указатель и лампочки
Смотри на указатель и лампочки
108

Продолжение
Аварийный выпуск
1. Проверь, поставлена ли ручка крана
шасси на „ОПУЩЕНО"
2. Открой дополнительный кран
Действительно с
машинЬ №1890128
Действительно по
машину №1890127
<° ПОДНЯ ТО °)
Действительно по
машину №«1890127
Действительно с
машинСн №1890128
3. Вытяни и вращай ручку
4. Смотри на указатель и лампочки
Во время полета должен быть открыт кран источника воздуха (соединитель-
ный кран „шасси—запуск" или запорный кран)
Закрой кран источника воздуха после руления с места посадки
109
Таблица 5
Последовательность операций при выпуске и подъеме щитков
Щитки
Выпуск
Подъем
на взлетный угол
полный
Переведи ручку крана щит-
ков на „ПОДНЯТО"
Проверь:
а) подняты ли щитки,
б) установлена ли ручка
крана щитков в нейт-
ральное положение,
в) открыт ли кран источ-
ника воздуха,
г) находится ли электри-
ческая сеть под то-
ком
Переведи ручку кра-
на щитков на „ОПУ-
ЩЕНО"
Нажми кнопку взлетного
угла
Дейапвшпелыю
по машину №1890127
Действительно
с машины
№1890128
Когда указатель покажет,
что щитки подняты, переведи
ручку крана щитков в нейт-
ральное положение
Во время полета должен быть открыт кран источника сжатого воздуха (сое.
динительный кран „шасси—запуск" или запорный кран баллона)
Положение щитков контролируй по указателю на крыле
Установка системы перед полетом и после взлета
Перед выруливанием на старт открыть соединительный
кран «шасси — запуск». Кран должен быть открыт в течение
всего времени руления и полета.
Рекомендуется перед выруливанием на старт включить тумблер
сигнализации.
На последнем прямом участке выруливания на старт перед взле-
том застопорить хвостовое .колесо в нейтральном
положении.
Перед стартом выпустить щитки на взлетный
угол.
Выпуск щитков на взлетный угол . . . ..
Нажать кнопку щитков на пульте.
Когда указатель щитков дойдет до взлетного положения (по-
явится красное кольцо), отпустить кнопку.
110,
Время выпуска щитков на взлетный угол — около 1 сек.
Примечание. Поднимать щитки обратно со взлетного угла. можно не
ранее, чем через 1 мин. после их выпуска.
Подъем щитков
Ручку крана щйтков* повернуть на себя в пороженйе «под-
нято».
2. После того как указатель щитков покажет, что щитки подня-
ты, ручку крана щитков поставить в нейтральное положение.
Время подъема щитков:
из положения взлетного угла — около 1 сек.;
из полностью выпущенного положения — 8—12 сек.
Примечание. Если при подъеме щитков из положения взлетного угла
они не начнут двигаться после перевода ручки крана щитков на подъем при
полном давлении сети (35 ат), то не меняя положения крана, нажать на кнопку
взлетного угла щитков в продолжение 1—1,5 сек. и щитки уберутся. Причиной
этого дефекта является заклинивание замка механизма взлетного угла.
Уборка шасси
1. Отстопорить ручку крана шасси.
2. Ручку крана шасси повернуть на себя — в положение «под-
нято».
3. По указателям шасси проследить за уборкой шасси. О конце
уборки шасси и запирании верхних замков сигнализируют загорев-
шиеся две красные лампочки (при включенном тумблере сигнализации
или при установке рычага газа в положение «малый газ»).
Время уборки шасси 10—20 сек., в зависимости от давления в
системе и скорости полета.
Примечание. При уборке шасси хвостовое колесо должно быть засто-
порено в нейтральном положении.
Положение системы в полете с убранным шасси
П о л о ж е н и я к р а н о в:
кран шасси — в положении «поднято» (ручка на себя);
стопор ручки крана шасси — отодвинут;
соединительный кран «шасси—запуск» (или запорный кран бал-
лона) — открыт;
все остальные краны — в исходном положении.
Положение сигнализации:
указатели шасси и указатель щитков — убраны полностью;
при включенном тумблере сигнализации или при установке
рычага газа в положение «малый газ» горят обе красные лампочки.
Примечание. В полете рекомендуется выключать тумблер сигнализации,,
чтобы лампочки не горели и, не мешали работать в полете. Перед посадкой
тумблер сигнализации включить.
Показания манометров:
для того чтобы обеспечить в полете выпуск шасси и щитков,- не-
обходимо иметь давление по манометру баллона шасси не менее
60 ат или по манометру системы запуска — не менее 40 ат.
111
Выпуск шасси сжатым воздухом
1. Ручку крана шасси повернуть от себя в положение «опущено».
2. Застопорить ручку крана шасси.
3. По указателям шасси проследить за выпуском шасси. О конце
выпуска шасси сигнализирует появление белых колец на указателях
шасси.
О конце выпуска шасси и запирании замков шасси сигнализи-
руют загоревшиеся две крайние зеленые лампочки и о конце'выпуска
хвостового колеса — загоревшаяся средняя зеленая лампочка. Обычно
хвостовое колесо несколько запаздывает. Лампочки загораются только
при включенном тумблере сигнализации или при установке рычага
газа в положение «малый газ».
Время выпуска шасси — 15—20 сек., в зависимости от давления
в системе и скорости полета.
Выпуск щитков на полный угол
Выпуск щитков, на полный угол производить при выпущенном
шасси.
Для выпуска щитков необходимо ручку крана щитков повернуть
от себя в положение «опущено».
По указателю щитков проверить, полностью ли щитки отклони-
лись; на указателе должно появиться белое кольцо.
Время выпуска (отклонения) щитков. — 2—4 сек., в зависимости от
скорости полета и давления в системе.
Управление системой после посадки
Перед рулением поднять щитки и отстопорить хвостовое колесо.
После руления к месту стоянки необходимо:
1. Закрыть запорный кран того источника сжатого воздуха, ко-
торый был использован для последних операций (соединительный
кран «шасси — запуск» или запорный кран баллона).
2. Выключить тумблер сигнализации, если он был включен.
Примечание. Для .пользования тормозами должен быть открыт кран
одного из источников сжатого воздуха — соединительный кран «шасси — запуск»
или запорный кран баллона.
Неисправности воздушной системы и мероприятия
по их устранению
Неисправности при выпуске шасси
Если шасси выпустилось неполностью' или выпустилась только одна
нога, или не выпустилось хвостовое колесо, то проверить давление в
сети и в источнике питания сжатым воздухом. Если давление в сети
меньше нормального, то увеличить его, открыв полностью запорный
кран используемого источника воздуха. Если давление в этом источ-
нике воздуха недостаточно, то перейти на другой источник воздуха.
Если, несмотря на использование обоих источников воздуха и на-
личия нормального давления в сети, шасси и хвостовое колесо пол-
ностью не выпускаются, то, убавив скорость полета до минимально
допустимой, открыть дополнительный кран.
112

Если и после этого шасси полностью не выпускается, то восполь-
зоваться системой аварийного выпуска.
Если после открытия дополнительного крана шасси выпустилось,
а хвостовое колесо не выпустилось, то совершать посадку с убранным
хвостовым колесом.
Если обе ноги шасси или одна нога совершенно не выпускаются
и все перечисленные мероприятия не в состоянии сдвинуть ноги шасси
с места, причем лебедку аварийного выпуска возможно повернуть
только на один-полтора оборота, то вероятной причиной является за-
клинение крюка верхнего замка. Для того чтобы расклинить замок,
необходимо при наличии воздуха в системе и источнике закрыть до-
' полнительный кран шасси, перевести ручку крана шасси на подъем
и держать в этом положении систему в течение 15—20 сек., чтобы в
линии выпуска шасси не было- воздуха. После этой выдержки закрыть
оба источника воздуха (запорный и соединительный краны), открыть
дополнительный кран и начать медленно выпускать, шасси лебедкой
аварийного выпуска. Первый поворот ручки делается легко, а далее,
по мере травления воздуха, шасси поддается лебедке аварийного вы-
пуска с усилием. Сделав 3—4 оборота лебедки, можно перевести руч-
ку крана шасси на выпуск для облегчения вращения лебедки.
Если после перевода ручки крана шасси на выпуск манометр се-
ти покажет сильное падение давления, свидетельствующее о повреж-
дении линии выпуска шасси, то необходимо для прекращения утечки
воздуха изолировать сеть шасси от остальной воздушной сети, для че-
го ручку крана шасси поставить в нейтральное положение, а выпуск
шасси продолжать при помощи системы аварийного выпуска.
Неисправности при уборке шасси
Если шасси полностью не убирается, то проверить давление в се-
ти и в системе запуска. Если давление в сети меньше нормального, то
открыть полностью соединительный кран «шасси — запуск». Если дав-
ление в системе запуска недостаточно для уборки шасси, то подождать
(если это позволяет обстановка), пока компрессор поднимет давление
в системе запуска, или перейти на питание сжатым воздухом из ре-
зервного баллона.
Если в. обоих источниках воздуха давления недостаточно для пол-
ной уборки шасси, то шасси выпустить и не убирать.
Если давление в одном и другом источниках воздуха более 40 ат,
а в сети — недостаточно, то проверить, не открыт ли дополнительный
кран; если этот кран закрыт, то- шасси выпустить и не убирать.
Аварийный выпуск шасси
Если шасси при помощи обоих источников сжатого воздуха пол-
ностью не выпускается, следует пользоваться системой аварийного- вы-
пуска.
Для аварийного выпуска шасси необходимо:
li. Уменьшить скорость полета до 200—230 км/час (по прибору).
Q. Проверить, переведена ли ручка крана шасси на выпуск или
в нейтральное положение.
3. Открыть дополнительный кран.
4. -Вытянуть рукоятку лебедки аварийного выпуска из походного
положения и- вращать ее против часовой стрелки (если смотреть
на борт).
8 Самолет Ил-10 113
5. Когда лебедка перестанет вращаться, проверить, показывают
ли указатели выпущенное положение шасси,, горят ли обе зеленые -
лампочки шасси, хорошо ли натянуты оба троса аварийного опускания
и защелкнута ли собачка храповика на лебедке.
6. Вернуть рукоятку' в походное положение.
Примечание. Системой аварийного выпуска выпускается только шасси и
не выпускается хвостовое колесо. В этом случае посадка производится с невыпу- <
щенным хвостовым колесом.
Пользование тормозами
Для пользования тормозами необходимо, чтобы кран источника
воздуха (соединительный кран «шасси — запуск» или запорный кран
баллона) был открыт.
Для торможения необходимо нажать тормозной рычажок на руч-
ке управления самолетом. Сила торможения пропорциональна углу
поворота рычажка. Торможение прекращается в тот момент, когда от-
пускается тормозной рычажок. Торможение должно- производиться
плавно, для чего на тормозной рычажок необходимо нажимать равно-
мерно.
Если требуется одинаковое торможение обоих колес, то- при на-
жатии тормозного рычажка педали ножного управления поставить в.
нейтральное положение.
Раздельное торможение достигается отклонением педали ножного
управления при нажатом тормозном рычажке. При нажатии на пра-
вую педаль правое колесо тормозится больше, чем левое, при нажа-
тии на левую педаль левое колесо тормозится больше, чем правое.
При этом, чем больше повернуты педали от нейтрального положения,,
тем больше разница между силами торможения колес. При отклоне-
нии педалей на угол свыше 16—-18° будет заторможено только- одно-
колесо, а другое- будет свободно.
Управление стопором хвостового колеса
Ручка управления стопором хвостового колеса на машинах с-
№ 1890101 по; № 1890127 находится на правом борту кабины пилота и
имеет два положения: верхнее, когда колесо (вилка колеса) застопо-
рено, и нижнее, когда колесо свободно. В нижнем положении ручка
задвигается в боковой паз, что предохраняет ее от подъема при нажа-
тии на трос.
С машины № 1890128 ручка управления стопором перенесена на
левую сторону кабины и установлена на передней части пульта шас-
си (см. фиг. 68).
Когда ручка находится в переднем положении, колесо (вилка ко-
леса) свободно, когда ручка находится в заднем положении,— колесо
застопорено. Для предохранения ручки от случайных поворотов в вы-
резе на пульте, где ходит ручка, предусмотрены пазы для фиксации
ручки в крайних ее положениях.
Чтобы освободить хвостовое колесо, необходимо: а) на машинах с .
№ 1890101 по № 1890127 — ручку опустить вниз и прижать к борту;
б) на машинах с № 1890128 — ручку вывести из паза, повернуть вперед. .
и завести в передний паз. Чтобы застопорить хвостовое колесо, необхо- ’
димо: а) на машинах с № 1890101 по № 1890127 — отжать ручку от'
борта и перевести вверх; б) на машинах с № 1890128 — вывести руч-
114
к -
Е ;ку из переднего паза, повернуть назад, завести в задний паз; после
К этого рулить некоторое время прямо.
В' При установке ручки в заднем положении пружина стопора осво-
Е бождается и защелка ложится на подвижную пластину, связанную с
В вилкой колеса. Когда колесо во время руления по прямой приходит
К в среднее положение, пазы на неподвижной и подвижной пластинах
В совпадают, защелка входит в паз вилки колеса и последнее стопо-
Е рится.
к Как правило, при рулении хвостовое, колесо должно быть сво-
Е бодно.
В Перед взлетом [(на последнем прямом участке при выруливании)
Е хвостовое колесо необходимо застопорить. Во время взлета, полета и
Е посадки колесо должно оставаться застопоренным.
Е Помнить, что при незас то поре ином хвостовом
Е колесе убирать шасси нельзя.
। Смазка механизмов шасси и хвостового колеса
Е Смазка амортизационной стойки и подкоса шасси
[ Развмесяц смазывать: а) шарниры вращения стойки шасси;
[ б) подшипники вращения амортизационной стойки; в) поршень амор-
I тизатора; г) шарниры рычагов, передающих кручение стойки (шлиц-
L шарниры); д) шарниры тяги, управляющей поворотом стойки; е) шар-
I ниры подкоса; ж) замок подкоса; з) верхний замок; и) шарниры рыча-
f га аварийного выпуска и другие легкоподвижные соединения.
I Смазку накладывать тонким слоем непосредственно на рабочие
V- поверхности смазываемых деталей (где имеемся ’ ДЛЯ этого возмож-
| ность) и через масленки Штауфера.
f Смазка воздушных цилиндров подъемников
; Р а з в месяц смазывать шарниры воздушных цилиндров и
( замок цилиндра подъемника щитков, наносить смазку на рабочую' no-
th верхность поршней и вводить ее в масленки Штауфера.
К Раз в 2—3 месяца вводить смазку внутрь воздушных цилинд-
F ров. Для этого самолет поднять на- пирамиды, а хвостовое колесо под-
| нять на козлы.
£ Поршни подъемников шасси, хвостового колеса и щитков отъеди-
I нить от рычагов, с которыми они связаны, и давлением воздуха поста-
I вить их в промежуточное положение (ручки кранов шасси и щитков
| . поставить в нейтральное положение). Отъединить трубки от штуце-
I ров цилиндра. Зашприцевать в. каждый штуцер подъемников шасси и
|: щитков по 100—125 см3 смазки, а в штуцер подъемника хвостового
I колеса — 20—40 см3 смазки.
| Не снимая самих цилиндров-выключателей, отвернуть на каждом
Г из них перекидную гайку бокового штуцера и внутрь зашприцевать
i-.no 10 см3 смазки; отъединить от осевого штуцера трубку и также за-
I шприцевать 10 см3 смазки. После смазывания перекидные гайки по-
I ставить на место.
I После смазывания всех воздушных цилиндров поставить на место
в все трубки и, переключая краны шасси и щитков, 3—4 раза пере-
Е гнать поршни подъемников давлением воздуха из одного крайнего по-
8*
115
ложения в другое и обратно, чтобы размазать смазку по всей рабочей
поверхности. При этом, чтобы на было резких ударов, давление воз-
духа уменьшать до 15—20 ат (кран источника воздуха открыть не-
полностью) и обязательно проверять наличие противодавления воз-
духа.
Присоединяя трубки к штуцерам, плотно затянуть ниппельные со-
единения.
После смазки присоединить поршни цилиндров к рычагам, про-
извести 3—4 уборки и выпуска шасси с хвостовым колесом и столько
же уборок и выпусков щитков (выпуская их как на полный угол, так
и на взлетный угол).
Периодичность введения смазки внутрь воздушных цилиндров
указана ориентировочно. Срок введения смазки зависит от условий их
работы и от времени года. Если воздушные цилиндры длительное вре-
мя не работают, то манжеты быстро высыхают и могут прилипнуть к
рабочей поверхности. Поэтому после долгого перерыва (месяц) в ра-
боте воздушных цилиндров, обязательно ввести внутрь, смазку и про-
верить уборку и выпуск шасси, хвостового колеса и щитков перед во-
зобновлением их работы.
Летом манжеты сохнут быстрее, и поэтому вводить внутрь смаз-
ку надо чаще, чем зимой. На стоянке самолета летом оберегать воз-
душные цилиндры от длительного нагревания солнечными лучами. При-
знаком необходимости введения смазки внутрь воздушных цилиндров
является появление сильной течи воздуха через манжеты.
Смазывать цилиндры амортизаторов не нужно, так как манжеты
здесь работают в жидкости, которая предохраняет их от высыхания.
Смазка установки хвостового колеса
Раз в месяц смазывать все шарниры установки, подшипник
вращения вилки хвостового колеса, поршни амортизатора и цилиндра
подъемника. Смазка наносится непосредственно на 'рабочие поверх-
ности смазываемых деталей и через масленки Штауфера.
Для смазки установки применять всюду только смазку НК-30. Эта
смазка пригодна и для работы при низкой температуре. При отсут-
ствии смазки НК-30 можно- пользоваться оружейной смазкой КВ-4.
Перед нанесением смазки на рабочую поверхность остатки старой
смазки удалить и поверхность очистить от грязи и пыли чистой тряп-
кой или промыть бензином. Новую смазку наносить тонким слоем.
Помнить, что излишек смазки может оказаться вредным. При низкой
температуре вязкость смазки увеличивается и при большом ее коли-
честве она иногда может повысить сопротивление трения. Избыточная
смазка и при нормальных температурах, загрязняясь, может также вы-
звать увеличение сопротивления трения в механизмах.
Наладка системы аварийного выпуска шасси
После пользования системой аварийного- выпуска шасси необхо-
димо привести систему в исходное положение,.
Для (этого надо отжать собачку на корпусе лебедки в кабине
пилота и вращать ручку по часовой стрелке (если смотреть на борт).
Амортизаторы будут возвращать рычаги аварийного выпуска в исход-
ное положение. Вращать лебёдку надо до- тех пор, пока оба рычага
116
не подойдут к упорам. В этом положении защелкнуть собачкой храпо-
вое колесо на лебедке и поставить ручку в походное положение.
Проверить, натянуты ли тросы аварийного выпуска. Если они про-
висли, то их натянуть, повернув ручку лебедки аварийного выпуска.
Если тросы аварийного выпуска будут сильно провисать, то они
могут зацепиться за замок на подкосе при уборке шасси.
При наладке нельзя трогать тандеры и регулируемые сережки, так
как в случае изменения длин тросов одна из ног шасси при аварий-
ном выпуске не будет доходить до места или не будет открываться
верхний замок шасси, вследствие чего выпустить шасси при помощи
системы аварийного выпуска будет невозможно1.
Если длина троса была изменена, то необходимо отрегулировать
систему аварийного выпуска вновь (в присутствии инженера части).
Если была изменена длина тандуров, стоящих на проводке к
верхнему замку, то необходимо отрегулировать их длину так, чтобы
при отжатом вперед до упора положении качалки, к которой крепится
передний конец троса, верхний замок был уже открыт (см. раздел «Ре-
гулирование замков»).
После регулирования этого троса убедиться в том, что при от-
веденном наз>ад рычажке и закрытом верхнем замке трос натянут не
сильно и даже несколько провисает.
Если была переставлена сережка крепления ролика на рычаге
аварийного выпуска, то отрегулировать сережки так, чтобы при ава-
рийном выпуске шасси обе ноги достигали полностью выпущенного
положения и замки на подкосах запирались одновременно.
После регулирования системы аварийного выпуска необходимо
проверить ее работу, выпустив для этого шасси 2—3 раза и установив
предварительно самолет на пирамиды.
При проверке работы аварийного выпуска на земле необходимо:
1. Произвести подъем шасси воздухом (самолет должен быть уста-
новлен на пирамидах), для чего открыть кран источника воздуха, от-
стопорить кран шасси и при давлении по манометру сети не менее
25 ат перевести ручку крана шасси на подъем.
2. Когда шасси полностью поднимется (верхние замки закроют-
ся), закрыть кран источника воздуха.
3. Дополнительным краном шасси стравить давление из сети до
8—10 ат (по манометру сети).
4. Выдвинуть ручку лебедки и вращать лебедку против часовой
стрелки (шасси начнет опускаться, давление по манометру сети будет
расти).
5. По мере опускания шасси поддерживать (стравливая) дополни-
тельным краном давление по манометру сети в пределах 8—10 ат.
6. Когда шасси, опускаясь, пройдет приблизительно две трети
своего пути, открыть дополнительный кран и полностью стравить давле-
ние из сети.
7. Вращать лебедку до полного выпуска шасси, наблюдая за
сигнальными лампами и механическим указателем.
8. После полного* выпуска шасси кран шасси поставить в положе-
ние «опущено» и застопорить его, а дополнительный кран закрыть,
9. Открывая источник воздуха, опустить хвостовое колесо.
10. После наладки аварийного выпуска обязательно проверить
четкость уборки и выпуска шасси воздушной системой.
117
Примечание. В случае отсутствия сжатого воздуха или его дефицитности
уборку шасси при проверке аварийного выпуска можно производить вручную,
открыв заранее нижние замки. В этом случае при проверке работы аварийного вы-
пуска на земле необходимо подставить под колеса козелки, во избежание резкого
выпуска. Расстояние от колеса в убранном положении до поверхности козелка
должно быть 300—400 мм. На козелок колесо должно падать пневматиком.
Перед выпуском шасси лебедкой убедиться, что шасси поднято и верхние
замки закрыты. Лебедкой аварийного выпуска опустить шасси на козелки, а затем,
поддерживая ноги шасси, убрать козелки и лебедкой опустить шасси полностью.
При указанной проверке краны источников воздуха должны быть закрыты и воз-
духа в сети не должно быть.
11. ЗАРЯДКА ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
Зарядка амортизаторов шасси и хвостового колеса
Общие указания
При зарядке амортизаторов должны точно соблюдаться требова-
ния, касающиеся уровня жидкости и начального давления воздуха в
амортизаторе.
Если заряжать воздухом несжатые амортизаторы (когда самолет
установлен на козлы или амортизаторы подготовляются на верстаке),
то начальное давление в амортизаторе шасси должно быть 36+1 ат
и в амортизаторе хвостового колеса 42+1 ат.
При стоянке самолета на трех точках амортизаторы будут сжи-
маться тем больше, чем больше вес самолета. При нормальном полет-
ном весе самолета и начальном давлении воздуха в амортизаторе
36 ат усадка амортизатора должна быть 90—130 мм. С уменьшением
количества жидкости или воздуха в амортизаторе его усадка при не-
изменном весе самолета будет увеличиваться. Для того чтобы прове-
рять зарядку амортизатора -по его усадке, на поршне нанесены риски.
В зимнее время давление воздуха в амортизаторах должно быть
такое же, как и летом. Если зарядка амортизатора производится в
теплом помещении, то необходимо заряжать амортизатор до больше-
го давления с тем, чтобы при температуре наружного- воздуха давле-
ние в амортизаторе упало до нормы. Величина добавочного давления
приближенно определяется так: на каждые 10р разницы температур
теплого помещения и аэродрома увеличивают давление на 4%, что
для самолета Ил-10 составляет 1,5 ат.
Для зарядки воздухом на амортизационной стойке имеется заряд-
ный штуцер стандартного образца. Жидкость заливается через зали-
вочное отверстие, закрываемое пробкой. Пробка контрится проволокой,
привязываемой за зарядный штуцер.
Посуда для заливки жидкости должна содержаться в- -чистоте. Зи-
мой особенно тщательно следить за тем, чтобы в посуде не бы-
ло кристаллов- глицерина. Посуду периодически промывать горячей
жидкостью.
Зимой перед заливкой новой жидкости амортизатор промывать го-
рячей жидкостью, нагретой до 40—50° С.
Правила зарядки амортизаторов воздухом
Для того чтобы при зарядке не засорить зарядный штуцер, перед
зарядкой продуть трубопроводы воздухом, а части, присоединяемые к
зарядному штуцеру, распределительному крану и вентилю аэродром-
118
него баллона, обтереть чистой тряпкой. Попавшие в зарядный штуцер
грязь, песок, масло, вода и прочие инородные предметы могут вы-
вести из строя зарядный штуцер и амортизатор.
Для зарядки амортизатора воздухом необходимо:
1. Взять приспособление для зарядки амортизаторов, показанное
на фиг. 69, и заменить 10-атмосферный манометр на пусковом кране
заглушкой (прикладываемой к приспособлению).
2. Присоединить трубку приспособления к аэродромному баллону
со сжатым воздухом, предварительно проверив наличие давления в
баллоне и поставив уплотнительную шайбу 9; открыть вентиль бал-
лона.
3. Отъединить внешнюю створку обтекателя (вынуть морской болт
соединения тяги со створкой). Отвернуть заглушку 8 (см. фиг. 29) за-
Фиг. 69. Приспособление для зарядки амортизаторов и пневматиков колес.
1—/пусковой кран; 2—переходник для зарядки пневматиков колес; 3—пере-
кидная гайка; 4—манометр зарядного крана; 5—зарядный кран; 6—маховичок
зарядного крана; 7—маховичок клапана избыточного воздуха; 8—заглушка с
перекидной гайкой; 9—уплотнительная шайба.
рядного штуцера и навернуть перекидную гайку 3 приспособления на
зарядный штуцер. Маховичок 7 (фиг. 69 и 70) зарядного крана 5
должен быть затянут, а пусковой кран 1 закрыт.
4. Завернуть маховичок 6 зарядного крана (зарядный штуцер
амортизатора при этом откроется).
5. Открывая пусковой кран 1, подать воздух в амортизатор, не- ,
прерывно- наблюдая за давлением воздуха по манометру 4 зарядного
крана.
6. Когда давление воздуха в амортизаторе достигнет требуемой
величины, закрыть пусковой кран 1. После этого окончательно прове-
рить давление по манометру 4 зарядного крана и отвернуть махови-
чок 6 (зарядный штуцер амортизатора при этом закроется).
7. Если давление воздуха в амортизаторе окажется больше тре-
буемого, то'излишек воздуха стравить, отвернув малый маховичок 7
(до- отвертывания маховичка 6).
8. Отвернуть приспособление от зарядного штуцера и поставить
на зарядный штуцер ранее снятую с него гайку-заглушку и законтрить
последнюю проволокой.
Пр и м е ч а и и е. Без приспособления для зарядки, показанного на фиг. 69,
амортизаторы не заряжать, так как без манометра определить давление в аморти-
заторе невозможно вследствие того, что часть давления (4—8 ат), применяемого
для зарядки, тратится на преодоление упругости пружины зарядного штуцера.
Для проверки давления в ранее заряженных амортизаторах не-
обходимо:
1. Отъединить трубку от зарядного крана 5 и на свободный шту-
цер поставить заглушку 8.
119
2. Отвернуть гайку-заглушку зарядного штуцера (предварительно;
расконтрив ее) и навернуть перекидную гайку 3 зарядного крана на ;
зарядный штуцер. Малый маховичок 7 должен быть затянут.
3. Завернуть большой маховичок 6 (при этом откроется зарядный;
штуцер) и определить по манометру 4 давление в амортизаторе.
4. После проверки давления отвернуть большой маховичок 6 (за-?
рядный штуцер при этом закроется).
Фиг. 70. Манометр зарядки с краном. Наименования обозначенных деталей
см. в подписях к фиг. 69.
5. Отвернуть зарядный кран от зарядного штуцера и поставить
гайку-заглушку на запорный штуцер, законтрив ее проволокой.
Давление воздуха, необходимое для зарядки амортизато-
ров при стоянке самолета на трех точках, брать по табл. 6.
Таблица составлена из расчета начального давления 36.+1 ат при
температуре окружающего воздуха Г+Л5°С.
Таблица 6
Зависимость давления в амортизаторе шасси от его усадки при начальном
давлении воздуха 36±1 ат
Усадка мм 0 50 85 100 125 Л 150
Давление, ат 36 43 50 54 62 72
Примечание. На самолетах первых серий не разрешается производить,
зарядку амортизаторов шасси воздухо-м при их усадке более 150 мм.
120
Проверка уровня жидкости и дозарядка амортизаторов
Для проверки уровня жидкости или для доливки ее в амортиза-
торы шасси' необходимо:
1. Поднять самолет на пирамидах, открыть замок на подкосе и
придать ноге шасси вертикальное положение.
2. Стравить из амортизатора воздух и открыть пробку заливочно-
го отверстия.
3. Сжать домкратом амортизатор на 85 мм (при открытом зали-
вочном отверстии). Сжатие проверять по длинной риске, указывающей
ход 85 мм.
4. Bi этом положении стойки уровень жидкости должен дойти до
нижнего края заливочного отверстия. Если уровень ниже, то долить
необходимое количество жидкости.
5. После проверки уровня закрыть пробкой заливочное отверстие,
привести ногу шасси в. положение, соответствующее выпущенному шас-
си, и закрыть замок на подкосе. Пустить воздух от аэродромного бал-
лона в зарядный штуцер. Сначала давать малое давление (10—15 аг),
пока поршень не выйдет полностью. Зарядив амортизаторы воздухом
обычным порядком, опустить самолет на колеса.
Для того чтобы заменить жидкость в амортизаторе шасси, необ-
ходимо:
1. Поднять самолет на пирамидах и снять амортизационную стой-
ку с колесом.
2. Стравить воздух из стойки, отвернуть пробку заливочного от-
верстия и вылить всю смесь.
3. Залить 1,5—1,6 л свежей жидкости, установить стойку верти-
кально в перевернутом положении, сжать амортизатор на 85 мм и
слить избыток жидкости. Уровень смеси должен быть у нижнего края
заливочного отверстия.
4. Закрыть пробкой заливочное отверстие, выпустить поршень из
цилиндра воздухом (см. проверку уровня, описанную выше) и заря-
дить амортизатор воздухом обычным порядком.
5. Установить ногу с колесом на самолет и опустить самолет на
колеса.
Зарядка амортизатора хвостового колеса воздухом и жидкостью
При зарядке воздухом обжатого амортизатора хвостового' . ко-
леса (когда самолет стоит на трех точках) давление воздуха брать по
табл. 7. Таблица составлена из расчета начального давления возду-
ха 42+1 ат и температуре наружного воздуха i+15°C.
Таблица 7
Зависимость давления в амортизаторе
хвостового колеса от его усадки при
начальном давлении воздуха 42+1 ат
Усадка, мм 0 20 40 50 60
Давление, ат 42 50 62 70 81
Для зарядки воздухом служит зарядный штуцер, расположенный
сверху амортизатора. Приспособление для зарядки просовывать через
отверстие для хвостового колеса в фюзеляже.
121
При нормальном полетном весе самолета только что заряженный
амортизатор должен .иметь усадку от 40 до 60 мм.
Для проверки уровня жидкости, для доливки или замены ее не-
обходимо поднять хвост самолета на козелки, снять амортизатор ко-
леса и осторожно^ выпустить воздух через заливочное отверстие.
При вертикальном положении амортизатора (поршень вниз) уро-
вень жидкости должен доходить до края заливочного отверстия (амор-
тизатор не сжат). Если уровень ниже, то долить жидкость до требуе-
мого уровня. После проверки уровня зарядить амортизатор воздухом
и поставить на самолет.
При замене жидкость сливается из амортизатора и вновь зали-
вается через.заливочное отверстие. После заливки проверить уровень
жидкости, зарядить амортизатор воздухом и поставить его на самолет.
Количество заливаемой жидкости — около 360 с№.
Амортизационная жидкость (смесь)
Состав жидкости, применяемой для заливки амортизаторов, по ве-
су следующий:
Спирт этиловый—ректификат (с содержанием чистого спирта 94%
и удельным весом 0,812)..............•........25%
Глицерин технический чистый (с содержанием чистого глицери-
на 94% и удельным весом 1,25)...........• . . . . 70%
Вода чистая......•............... .......... 5%
Смесь тщательно смешать до полной однородности. В механизи-
рованной мешалке смесь перемешивать в течение 30 мин.
Смешивание производить очень тщательно в чистой посуде. Во
время смешивания температура жидкости должна быть не ниже 1+20°,
лучше i+30—50°. Тщательно' следить за тем, чтобы в смеси не, было
кристаллов, глицерина.
До составления смеси спирт и глицерин должны подвергаться
анализу или, в крайнем случае, проверке на содержание воды путем
определения удельного веса. Если содержание воды в спирте и гли-
церине отличается от вышеуказанного более чем на 1,5%, то необ-
ходимо вносить поправку в заливаемое количество спирта и воды.
После смешивания желательно произвести проверку однородности
смеси. Для этого залить смесь в высокий сосуд (высотой 40—60 см)
и дать ей отстояться в течение двух суток. После этого взять пробы
с поверхности и с самого дна и произвести анализ смеси. Анализ дол-
жен дать следующее количество составных частей по весу:
ВОДЫ.......................................... 11%
чистого спирта ...... •....................... 23,5%
чистого глицерина ’......................... остальное
Разница в количестве глицерина в, пробах, взятых с поверхности
и со дна, должна быть не более 0,5%. При большей разнице вся смесь
должна быть снова перемешана и после нового двухсуточного отстаи-
вания подвергнута' повторному анализу.
Амортизаторы заряжать жидкостью- только указанного выше со-
става и изготовленной с соблюдением приведенных выше требований.
Для смешивания, хранения и переливания жидкости применять
чистую- посуду (не содержащую кристаллов глицерина).
Камера амортизатора перед заливкой должна быть промыта го-
рячей жидкостью.
122
Если жидкость изготовлена с отклонениями или -в нее попали кри-
сталлы глицерина, то при средних и низких температурах C+ilO0 и
ниже) может начаться интенсивная кристаллизация глицерина, что при-
водит к выходу из строя амортизатора.
Зарядка пневматиков колес
При зарядке пневматиков колес при помощи приспособления, по-
казанного на фиг'. 69, необходимо вместо спиральной трубки устано-
новить переходник 2, представляющий собой гибкий шланг, на одном
конце которого вмонтирован ниппель и накидная гайка для присоеди-
нения шланга к пусковому крану 7, а на другом — ниппель, накидная
гайка и уплотняющая шайба для присоединения приспособления к
штуцеру колеса.
>Во время зарядки на приспособлении должен стоять манометр
на 10 ат.
Для зарядки пневматиков коЛес необходимо:
1. Отвернуть колпачок с ниппеля колеса и присоединить к нему
переходник 2, предварительно проверив, надета ли уплотняющая шай-
ба на ниппель.
2. Зарядку колес рекомендуется производить при положении са-
молета на трех точках, т. е. когда самолет стоит на. колесах.
3. При закрытом пусковом кране 1 открыть вентиль баллона сжа-
того воздуха.
4. Приоткрывая постепенно пусковой кран 1, установить давление
по манометру крана 5—6 ат. Стрелка манометра в начале, до запол-
нения пневматика воздухом, будет держаться неподвижной на деле-
ниях 5—6 ат, а затем, когда пневматик заполнится воздухом до опре-
деленного давления, начнет постепенно перемещаться в сторону боль-
шего давления.
5. Ввиду того что определять давление в пневматике колеса по
манометру крана приспособления нельзя, так как этот манометр всегда
показывает большее давление (на величину, необходимую для откры-
тия клапана на ниппеле), то необходимо по мере заполнения пневма-
тика воздухом наблюдать за его просадкой и по ней ориентировочно
определять нормальность зарядки. При нормальном давлении в пнев-
матике просадка пневматика колеса шасси при полном полетном весе
должна быть 55—65 мм, а просадка хвостового колеса — 35—45 мм.
6. По достижению указанной просадки заметить давление по
10-атмосферному манометру. После этого пусковой кран 1 закрыть,
приспособление от колеса отсоединить и произвести проверку давле-
ния в пневматике с помощью приспособления, состоящего из мано-
метра и переходника (фиг. 71). Давление в пневматиках колес шасси
должно быть 4,3—4,7 ат, а в. пневматике хвостового колеса. — 4—4,5 ат.
7. Если при проверке давление в пневматике окажется недоста-
точным, то такой пневматик следует дозарядить. При повторном про-
пускании воздуха в. пневматик (при дозарядке) следует дать выдерж-
ку, с тем, чтобы показание стрелки по манометру на 10 ат превысило
бы замеченное давление при проверке на величину, равную разности
между нормальным давлением в пневматике и фактическим.
Пример. Пусть давление по манометру на 10 ат было 6 ат (см. п. 6), а в ко-
лесе при проверке оказалось 3 ат, тогда при дозарядке согласно п. 7 следует дать вы-
держку, пока стрелка манометра достигнет давления на 1—1,5 ат больше,
т. е. 7—7,5 ат.
123
8. После дозарядки повторно проверить давление в пневматике.
9. Если давление превышает нормальнее, т'о излишек С'фавить
через ниппель колеса.
10. По окончании зарядки навинтить колпачок на штуцер и за
крыть источник воздуха.
Фиг. 71. Приспособление для проверки давления в пневматиках колес.
1—манометр на 10 аг; 2—корпус; 3—уплотнительная шайба; 4—резиновая
прокладка'.
При проверке давления в пневматике приспособлением (см.
фиг. 71) необходимо отвернуть колпачок с ниппеля колеса, приставить
приспособление к ниппелю и нажать его. Манометр покажет давление
в пневматике.
Примечание. Манометр на 10 ат приспособления для зарядки, будет
показывать истинное давление в пневматике при вывернутом ниппеле колеса.
Зарядка баллонов воздушной системы
Зарядка баллонов воздушной системы сжатым воздухом произво-
дится от аэродромного баллона. Аэродромный баллон присоединяется
к зарядному штуцеру с помощью специального гибкого шланга
(фиг. 72).
Фиг. 72. Зарядный шланг (до изменения).
Для обеспечения больших удобств при пользовании указанным
приспособлением с самолета № 1890Г13 изменен правый наконечник
шланга, как это указано на фиг. 73.
При пользовании шлангом старого образца во время навинчива-
ния гайки на вентиль аэродромного баллона неизбежно вращается весь
шланг, что является неудобным. У измененного приспособления при
навинчивании гайки на вентиль аэродромного баллона шланг остается
неподвижным'.
Зарядный штуцер расположен на кронштейне приемника РПК-Ю
у бортового люка фюзеляжа. ’
124
Порядок зарядки бортовых баллонов:
1. Открыть люк фюзеляжа.
2. Проверить положение кранов:
а) кран шасси должен - находиться в положении «опущено»;
б) кран щитков — в положении «поднято».
3. Проверить, закрыты ли запорный кран баллона шасси и соеди-
нительный кран «шасси — запуск».
4. Снять заглушку с зарядного штуцера.
5. Присоединить гибкий шланг к аэродромному баллону, прове-
рив наличие в нем сжатого воздуха, и продуть гибкий шланг.
6. Присоединить к зарядному штуцеру гибкий шланг.
7. Открыть вентиль аэродромного баллона.
БД/1/10НД
Фиг. 73. Зарядный шланг (после изменения).
8. Открыть запорный кран баллона шасси (на пульте в кабине
пилота).
9. Следить за давлением по манометру баллона {на пульте в ка-
бине пилота) и, когда давление достигнет максимума и перестанет
расти, закрыть запорный кран баллона. Если это давление более
100 aw, то можно считать зарядку баллона шасси законченной. Если
давление меньше 100 ат, то нужно отъединить аэродромный баллон и
присоединить новый, имеющий большее давление.
10. После зарядки баллона шасси зарядить баллоны запуска. Для
этого открыть соединительный кран «шасси — запуск» и следить за да-
влением по манометру запуска.
11. Когда давление на манометре запуска будет равно 47—52 ат,
зарядку баллонов запуска закончить и закрыть соединительный кран
«шасси — запуск».
12. Отъединить гибкий шланг от зарядного штуцера.
13. Поставить заглушку на зарядный штуцер и, если нужно, за-
крыть люк.
Примечание. В зарядном штуцере все время должна находиться резино-
вая прокладка, иначе он будет пропускать воздух.
12. МОНТАЖ И ДЕМОНТАЖ АГРЕГАТОВ ШАССИ
И ХВОСТОВОГО КОЛЕСА
Демонтаж и монтаж шасси
Для того чтобы снять шасси с самолета необходимо сделать сле-
дующее:
1. Поднять самолет на пирамидах.
2. Снять боковые крышки на неподвижной части обтекателя и на
центроплане для подхода к оси вращения амортизационной стойки.
125
3. Отъединить створки обтекателя шасси.
4. Разъединить в верхней части шланг тормозной проводки и тягу
механического указателя шасси.
5. Отъединить тягу, ограничивающую поворот стойки.
6. Отъединить задний подкос.
7. Вынуть болты, стопорящие ось вращения стойки, выбить ось и
снять стойку. При этом стойку должны поддерживать два человека.
Следить за тем, чтобы при снятии амортизационной стойки регу-
лировка тандеров, регулируемых тяг и других деталей не менялась.
Установка ш aid с и на место производится в обратном
порядке. Перед тем как вставить ось вращения стойки, необходимо
осмотреть состояние рабочих поверхностей оси и узлов, в которые она
вставляется. На поверхностях не должно быть забоин, грязи, стружек
и глубоких рисок. Эти рабочие поверхности хорошо промыть бензином
и смазать тонким слоем смазки НК-30. Ось вращения стойки должна
вставляться легко, под действием слабых ударов медного или дуралю-
минового молотка весом не более 600 г. Если ось не удается поста-
вить на место слабыми ударами молотка, то ее вынуть и устранить
причину заеданий. Вставлять ось со стороны разъема крыла.
Обратить внимание на то, чтобы при монтаже стойки не измени-
лась регулировка тяги, ограничивающей поворот стойки. При установ-
ке этой тяги следить за правильностью постановки шарового подшип-
ника в рычаге, так как он несимметричен относительно оси. Затяжная
гайка этого шарнира должна быть вверху (см. фиг. 30).
После установки стойки шасси на место проверить совпадение ри-
сок, имеющихся на верхнем узле и на бортике стойки шасси. Совпаде-
ние этих рисок должно быть очень точным — оно1 показывает правиль-
ное положение колеса. Несовпадение рисок означает, что нарушена ре-
гулировка длины тяги, ограничивающей поворот стойки.
После установки стоек шасси проверить уборку и выпуск шасси;
при этом желательно^ сначала уборку произвести вручную, а затем
воздухом.
Демонтаж и монтаж обтекателя колеса шасси
. Для снятия обтекателя колеса с самолета необходимо:
1. Вынуть три конусных болта крепления тяг к узлам на обте-
кателе. Вынуть два болта крепления направляющей к узлам на стойке
и вынуть направляющую.
2. Вынуть два болта крепления нижнего кронштейна обтекателя
к башмаку стойки, предварительно' сняв полотняную наклейку с от-
верстия в- обтекателе.
После этого снять обтекатель колеса.
Установка обтекателя на место производится в обратном порядке.
При установке на место регулировочные шайбы нижнего кронштейна
поставить В' те же положения, в которых они были до разборки.
При снятии и установке обтекателя желательно не нарушать ре-
гулировку длины тяг, так как это вызовет неплотность прилегания об-
текателя к центроплану.
После установки обтекателя убрать шасси и проверить плотность
прилегания обтекателя к вырезу в центроплане.
В случае плохого прилегания кромок необходимо отрегулировать
обтекатель.
Если нарушение регулировки обтекателя незначительно, то доста-
точно подрегулировать переднюю или заднюю' тяги обтекателя.
126
Если регулировка обтекателя нарушена полностью или если уста-
навливается новый обтекатель колеса, то регулировать обтекатель сле-
дующим образом:
1. Установить обтекатель колеса на место, грубо подогнав его, и
приступить к его регулированию, подняв самолет на пирамидах.
2. Удлинить серьгу, входящую в верхний замок, на три зуба (на
самолетах первых серий, на которых шаг зуба* серьги равен не 1,5 мм,
а 1 мм, удлинить серьгу на четыре зуба).
3. Убрать шасси и, когда верхний замок запрется, стравить воз-
дух из проводки шасси.
4. BI этом положении проверить зазоры между кромкой про-
филя обтекателя и ложементом для него в центроплане (по фиг. 74).
Фиг. 74. Схема зон замера при регулировании
зазоров обтекателя колеса.
В зоне А зазор должен быть 1—1,5 мм, в зоне В — 7—10 мм и в
зоне С — 3,5—5 мм; зазоры должны плавно уменьшаться при пере-
ходе от зоны В к зоне С.
Зазоры регулировать передней и задней тягами, деформируя кром-
ки обтекателя не более чем на 20 мм. Если кромка отстоит от требуе-
мого положения больше чем на 201 мм, то удлинить или укоротить
серьгу для верхнего замка на один или два зуба. Регулирование верх-
ней тягой производить в пределах зазора между направляющей на
стойке и втулкой на кронштейне обтекателя, которая двигается по на-
правляющей; при этом не следует создавать между ними сильного
натяга.
Если устанавливается новый обтекатель колеса, то зазор в зоне С
подгонять, сдвигая направляющий кронштейн по профилю- обтекателя.
5. После получения указанных зазоров укоротить серьгу для
верхнего, замка на стойке шасси на три зуба (на самолетах первых
серий — на четыре зуба).
6. Убрать шасси и проверить, достаточно ли давления 25 ат для
полной уборки шасси с обтекателями. Когда закроется верхний'замок,
стравить воздух из системы шасси и проверить плотность прилегания
обтекателя и размер щели между листами центроплана и обтекателя.
Обтекатель колеса должен плотно прилегать к ложементу и иметь на-
тяг 1—3 <мм; кромки листа обтекателя должны быть заподлицо с ли-
стами обшивки центроплана, боковые щели между листами должны
быть в пределах 1—5 мм. Проверить совпадение габаритов обтекателя
на крыле с габаритами обтекателя колеса (смотреть вдоль полета).
Несовпадение габаритов допускается до 3 мм.
7. Выпустить шасси и законтрить болт серьги верхнего замка,
стягивающий регулирующие шайбы. Убедиться в том, что зубья на
127
самой серьге правильно вошли в, зацепление с зубьями на регулирую-!
щих шайбах. Проверить величину зазора между передней тягой обте-1
кателя и пневматикой колеса; зазор должен быть не менее 10 мм. 1
8. Если устанавливался новый обтекатель колеса, то стравить воз- 1
дух из амортизационных стоек шасси, и, опуская пирамиды, на кото- 1
рых подвешен самолет, сжать амортизационные стойки полностью. При з
этом проверить, имеются ли между обтекателем колеса и деталями
стойки шасси достаточные зазоры.
После этого поднять самолет на пирамиды и зарядить амортиза-
ционные стойки воздухом; при этом сначала давать малое давление '
(10—15 ат), пока поршни стоек не выпустятся, и затем довести его до
необходимой величины.
Разборка и сборка амортизационной стойки
1. Снять ногу шасси с самолета и снять с нее обтекатель и тор-
мозной шланг.
2. Отъединить рычаги, передающие кручение стойке (шлицшар-
нир).
3. Вынуть болт, стягивающий конусные втулки, крепления баш-
мака с осью; выколотить втулки и снять ось с колесом.
4. Стравить воздух, осторожно отвертывая пробку для заливки
смеси.
15. Слить смесь через заливочное отверстие.
6. Вдвинуть поршень внутрь на 180—-210 мм.
7. Отвернуть затяжную гайку уплотнения и подавая в амортиза-
тор сжатый воздух под давлением 1—1,5 ат, выдвигать поршень из
цилиндра; затем отвернуть специальным ключом верхнюю (упорную)
гайку уплотнения и вытянуть поршень из цилиндра1.
8. Слить остаток жидкости, вывернуть специальным ключом диф-
фузор из корпуса (из толстостенной трубы). Корпус диффузора вы-
вертывать только в крайнем случае.
Сборка амортизационной стойки производится в об-
ратном порядке. Если вывертывался корпус диффузора (толстостен-
ная труба), то осмотреть состояние верхних контрольных сегментов
и в случае их повреждения ввернуть новый корпус диффузора. При
завертывании корпуса диффузора проложить контровое кольцо (см.
фиг. 27) и затянуть корпус диффузора возможно туже. При соедине-
нии шлицшарниров поставить в шарниры те же шайбы, которые
стояли до разборки, иначе изменится положение колеса.
Обратить внимание на тщательность сборки уплотнения, особенно
на постановку манжет. Манжеты не должны иметь каких-либо повреж-
дений, края манжет должны быте ровными, без трещин. Перед по-
становкой манжеты заполнить смазкой НК-30.
Смена колес шасси
1. Поднять самолет на пирамидах.
2. Отъединить тормозную проводку у штуцера наружного тормоза
и у разъема, где трубка входит в ось колеса.
3. Расконтрить и отвернуть затяжную гайку колеса.
4. Снять наружный тормозной фланец с тормозом, пользуясь при-
способлением, показанным на фиг. 75. Приспособление устанавливает-
ся на четырех удлиненных болтах крепления тормоза. Тормозной фла-
нец снимают, вращая центральный винт.
128
5. Сняв распорную втулку с оси колеса, снять колесо с оси.
6. Отъединить тормозную проводку от внутреннего тормоза, и. снять
внутренний тормоз с фланца. Снять наружный тормоз с фланца.
Устанавливать колесо на место в- обратно-м порядке.
При установке колеса к внутреннему фланцу ставить распорную втул-
ку с буртиком (буртиком к
фланцу) и по буртику устано-
вить тормоз; между наруж-
ным фланцем и подшипником
колеса ставить короткую рас-
порную, втулку.
Наружный тормоз уста-
навливать так, чтобы штуцер
для тормозной проводки был
вверху и чтобы съемная часть
тормозной проводки была, па-
раллельна стойке шасси, ина-
че тормозная проводка при
уборке шасси может упереть-
ся в профили центроплана.
При затяжке подшипни-
ков колесо необходимо вра-
щать. Затянув подшипники
цоотказа, отвернуть гайку об-'
Фиг. 75. Приспособление для снятия тормоза
колеса.
ратно на четверть оборота и
законтрить. При этом получится необходимый для свободного враще-
ния осевой люфт около 0,4 мм. Контровая шайба затяжной гайки имеет
два рабочих язычка и один запасный.
Смена агрегатов установки хвостового колеса
Съемные части в, установке хвостового колеса снимаются в сле-
дующем1 порядке:
1. Хвостовое колесо — вынуть болты, крепящие ось, расконтрить и
отвернуть затяжную гайку, выколотить ось вправо и снять колесо.
2. В(илка — вынуть болт крепления опорного кольца, снять кольцо
и снять вилку.
3. Вилка со стойкой — вынуть три болта из шарниров крепления
стойки и вынуть стойку с вилкой вниз, предварительно отъединив трос
управления стопором.
4. Амортизатор — вынуть болты из шарниров и снять амортизатор.
5. Подъемник — вынуть болты из шарниров и снять подъемник,
предварительно разъединив пневмопроводку.
Монтаж агрегатов установки хвостового колеса на место про-
изводится в обратном порядке. При затяжке подшипников хвостового
колеса необходимо соблюдать те же правила, что и при постановке
колеса шасси.
Смена тросов лебедки аварийного выпуска шасси
Для того чтобы сменить тросы лебедки аварийного выпуска шасси,
необходимо проделать следующее:
1. Снять лебедку аварийного выпуска (совместно с тросами) с са-
молета, вынув болты, крепящие лебедку к бронекорпусу.
9 Самолет Ил-10
129
2. Отсоединив крышку от корпуса лебедки и вынув ось, на кото-
рой вращается барабан с шестерней, вынуть барабан совместно с ше- ч
стерней.
3. Отсоединить шестерню от барабана.
4. Вынуть катушку, к которой закреплен трос.
5. Отсоединить от катушки старый трос и. аналогично креплению
старого троса, закрепить на, катушке новый трос, причем сходящие с
катушки концы троса должны иметь длину 5000 и 4550 мм.
6. Катушку с закрепленным тросом завести в барабан. Предвари-
тельно завести в отверстия барабана сходящие с катушки концы троса
и вытянуть их до прилегания катушки к барабану. Более длинный
конец (5000 мм) должен итти на левую сторону, более, короткий — на
правую.
7. Прикрепить шестерню к барабану ранее снятыми болтами и
раскернить болты. Если ранее снятые болты и гайки имеют поврежде-
ния, то их следует заменить новыми.
8. Установить барабан с шестерней в- корпус лебедки, концы троса
завести в окно корпуса и произвести монтаж лебедки в порядке, об-
ратном демонтажу.
9. Закрепить лебедку на бронекорпусе. Поврежденные при снятии
болты заменить новыми.
Лебедка должна быть 'закреплена аналогично креплению до де-
монтажа.
10. Намотать тросы на барабан лебедки по три витка.
11. Проложить (протянуть) тросы через ролики аварийной системы,
включая ролики на рычагах аварийного выпуска.
12. Повернуть рычаг аварийного выпуска в крайнее выпущенное
положение до упора в подкос при выпущенном шасси.
13. Рычаг /(зуб) механизма аварийного открытия верхнего замка
повернуть. ДО' соприкасания с упором.
14. При таком положении рычага аварийного выпуска и рычага
механизма задеть концом троса, сходящего с ролика рычага, за болт
рычага (зуба) механизма; натянуть трос и заплести.
15. Смотать тросы с барабана и установить систему аварийного
выпуска в исходное положение.
16. Отрегулировать перемещением ролика на рычаге аварийного
выпуска длины тросов на правой и левой стороне так, чтобы обеспе-
чить синхронность закрытия нижних, замков.
17. Произвести проверку работы аварийной системы на земле (см.
«Наладка системы аварийного выпуска шасси»),
13. ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР ШАССИ
Осмотр шасси авиамехаником
Перед каждым полетом осмотреть агрегаты шасси в сле-
дующем: порядке.
(1 . Проверить усадку поршней амортизационных стоек. При нор-
мальном полетном весе самолета усадка поршней должна быть от 90
до 130 мм (на поршне с передней стороны нанесены деления); при ма-
ксимально допустимой нагрузке самолета усадка не должна превы-
шать 160 мм.
В случае усадки на стоянке более указанной добавить воздуха в,
амортизационные стойки (см. табл. 6 на стр. 120)'.
430
I Перед проверкой усадки сильно покачать самолет и убедиться в
|. том, что амортизаторы работают.
z 2. Проверить поверхность поршней стоек шасси, которая должна
г быть смазана; на поверхности поршней не должно быть поперечных и
i глубоких продольных царапин. Неглубокие царапины или риски, .появ-
: ляющиеся на передней стороне поршня в небольшом количестве, допу-
./ скаются.
3. Проверить целость пломб и убедиться в том, что штуцеры и
пробки амортизаторов шасси и хвостового колеса плотно закрыты, и
: воздух через них не просачивается. Убедиться в отсутствии течи смеси.
4. Проверить неизменность положения хомутов, на стойке шасси для
управления створками, крепления тормозного шланга, и направляющей
“ обтекателя по рискам на хомутах и на ноге.
5. Проверить исправность тормозного шланга.
6. Проверить, не разболтались ли на серьге для верхнего замка ре-
гулирующие шайбы и затянут ли стягивающий их болт. Если обнару-
жен люфт, то, не сдвигая шайбы, подтянуть болт и законтрить его в
новом положении. Оттянув вперед серьгу, проверить, прижимает ли
пружина резко и до конца серьгу к упору. Проверить, нет ли задиров и
заусенцев на втулке серьги, входящей в верхний замок, и, если они
имеются, то зачистить.
7. Проверить, находятся ли на местах тяги управления створками
и все ли они соединены болтами и валиками. Проверить, не погнуты ли
и не помяты ли створки обтекателя шасси. Открыть передние люки об-
текателя и проверить, не соскочили ли с роликов тросы аварийного вы-
пуска.
8. Проверить смазку всех мест, которые должны быть смазаны.
В случае отсутствия смазки пополнить ее.
9. Осмотреть, нет ли глубоких повреждений покрышек и проверить
давление в. пневматиках. При нормальном полетном весе обжатие пнев-
матиков главных колес должно быть 55—65 мм, а хвостового, колеса —
35—45 мм. (Пневматики главных колес на стоянке должны быть за-
крыты чехлами для защиты от попадания масла и бензина, а также от
воздействия солнечных лучей).
10. Осмотреть обтекатели колес—на: них не должно быть вмятин,
трещин и других разрушений. Убедиться в том, что люфт в сочленениях
тяг не превышает допустимого. Осмотреть узлы крепления обтекателя,
заднюю кницу обтекателя и болты |(на машинах первых серий заклепки)
ее крепления. Если болты не подтянуты, подтянуть их, разболтанные
заклепки заменить потайными болтами. Проверить, нет ли задиров на
направляющей стойке, если они есть, то их зачистить.
И. Осмотреть подкос. Проверить, закрыт ли замок на подкосе, не
забит ли он грязью. Нет ли трещин по сварке заднего подкоса и рычага
подъемника, нет ли повреждений гибких шлангов воздушной системы.
Осмотреть подъемник и цилиндры-выключатели.
12. Осмотреть состояние кожуха ниши для колеса в центроплане:
нет ли трещин в листах, все ли винты крепления на. местах; при наличии
' грязи нишу вымыть.
13. Убедиться в. том, что рычаги аварийного выпуска упираются в
упоры на верхней обшивке центроплана и что тросы аварийного
выпуска нормально натянуты и не провисают. Прове-
рить, не соскочил ли трос, аварийного открывания верхнего замка с ро-
лика.
9*
131
14. Определить на слух, нет ли течи из воздушной системы в цен-
троплане. Проверить, затянуты ли соединения трубопроводов у подъем-:
ников и у цилиндров-выключателей. Проверить целость указателей ме-
ханической сигнализации.
15. При нормальном весе самолета усадка амортизатора хвостового
колеса должна быть 40—60 мм (проверяется по делениям на поршне).
При перегруженном самолете усадка не должна превышать 80 мм; если
усадка амортизатора хвостового колеса больше указанной, то надо До-
бавить воздуха в амортизатор (см. табл. 7 на стр. 121). Перед провер-
кой усадки надо покачать самолет за стабилизатор и убедиться в том,
что амортизатор хвостового колеса работает.
16. Поверхности поршней амортизатора и подъемника хвостового
колеса должны быть смазаны., на них не должно быть поперечных и
глубоких продольных царапин. Неглубокие продольные царапины или
риски в небольшом количестве допускаются.
Амортизатор хвостового колеса, его зарядный штуцер и подъемник
осматривать изнутри хвостовой части фюзеляжа.
17. При положении самолета на трех точках проверить, соприка-
сается ли рычаг подъема хвостового колеса (внутри фюзеляжа) с упо-
ром на узле фюзеляжа (у рамы № 12). Допустимый местный зазор
между упором и рычагом — не более 0,5 мм.
18. Зарядить воздухом баллоны воздушной системы. Внутри фюзе-
ляжа определить на слух, нет ли течи в воздушной системе. Проверить,
на месте, ли заглушка зарядного штуцера.
19. Осмотреть подъемник щитков и механизм взлетного угла. Убе;
диться в отсутствии грязи на замках.
20. В кабине пилота проверить целость приборов, на пульте. Про-
верить положение всех кранов воздушной системы — все краны должны
быть в исходном положении (см. стр. 107). Проверить работу тормозной
системы по двухстрелочному манометру. Максимальное давление в тор-
мозах должно быть 8—10 ат. Допускается разница в давлении между
правым и левым1 колесами не более 0,5 От.
Проверить, застопорена ли ручка крана шасси. Проверить, горят ли
три зеленые лампочки и положение указателей сигнализации шасси и
щитков. Проверить давление в резервном баллоне и баллонах запуска.
Проверить, хорошо ли закреплены кнопки сигнализации и закон-
трены ли штоки сигнальных кнопок.
Включив контрольную кнопку, проверить, не перегорели ли лампоч-
ки сигнализации.
21. Проверить целость пружин на всех замках и их натяжение (ру-
кой).
При осмотре всех агрегатов убедиться в отсутствии механических
повреждений и трещин.
После каждого полета выполнять осмотр агрега-
тов шасси, аналогичный осмотру перед полетом.
Если летчик пользовался в полете системой аварийного выпуска,
то выяснить причину отказа воздушной системы и устранить ее.
Периодически перед полетами проверять воздушную
систему уборки и выпуска шасси и систему аварийного выпуска, а так-
же проверять подъем и выпуск щитков полностью и иа взлетный угол.
Когда самолет поднят на пирамидах, убедиться^ что поршни амор-
тизационных стоек полностью выпустились. Для этой цели на каждом
поршне имеется риска, показывающая ход 3 мм. Она должна быть
видна.
132
На самолетах первых серий этой риски нет и поэтому выход порш-
ня в этом случае проверять, отмеряя 45—50 мм от риски «50».
Если поршень не вышел полностью, то это указывает на сильное
загрязнение амортизатора или на кристаллизацию жидкости в аморти-
заторе (последняя может быть только при температуре ниже |+!10°).
Невыход поршня может привести к заклиниванию колес в убранном
положении.
Осмотр шасси летчиком
Перед каждым полетом летчик должен осмотреть:
1. Состояние и обжатие пневматиков главных колес; обжатие долж-
но быть 55—65 мм.
2. Состояние и усадку амортизационных стоек; усадка должна быть
90—130 мм.
3. Состояние и обжатие1 пневматика хвостового колеса; обжатие
должно быть 35—45 мм.
4. Механизм выпуска и уборки шасси; замок подкоса должен быть
закрыт; рычаги аварийного выпуска должны упираться в. упоры на
верхней обшивке центроплана; тросы аварийного выпуска не должны
провисать.
5. Положение всех кранов и приборов воздушной системы; все кра-
ны должны быть в исходном положении; манометр баллона шасси дол-
жен показывать 100—150 От, манометр запуска — 45—50 ат.
6. Положение механической сигнализации (выпущенного положе-
ния шасси и убранного положения щитков) и электрической сигнализа-
ции; при малом газе должны гореть три зеленых лампочки.
После внешнего осмотра шасси и его агрегатов летчик должен
открыть соединительный кран «шасси-запуск» и проверить
работу тормозной системы по двухстрелочному манометру; с поворотом
тормозной гашетки доотказа давление должно быть 8—10 ат, допусти-
мая разница в давлении между правым и левым колесами — не более
0.5 ат. Соединительный кран «шасси-запуск» не закрывать и держать
открытым в течение всего полета.
14. БУКСИРОВКА САМОЛЕТА
Для буксировки самолета по1 аэродрому имеется тросовое приспо-
собление (фиг. 76). Приспособление на одном конце имеет серьгу для
крюка трактора, а на других концах крюки и коуши. Чтобы закрепить
тросы приспособления к самолету, необходимо обогнуть каждым концом
вокруг стойки шасси и зацепить крюком за коуш.
Чтобы избежать царапин на стойках шасси в местах закрепления
буксировочных тросов, концы последних покрыты (завулканизированы)
резиной с тремя слоями брезента.
Разрешается также использовать тросовое приспособление само-
лета Ил-2. Так как в этом приспособлении нет дополнительных серег,
то крюки цеплять непосредственно за трос.
Огибать трос вокруг стойки разрешается только в определенном
месте — непосредственно над буртиком стойки, расположенным выше
хомута крепления заднего подкоса.
Для управления хвостовым колесом при буксировке самолета слу- ?
жит приспособление, показанное на фиг. 77. Приспособление своими
фиксаторами надевается на вилку хвостового колеса.
КОЮК /
IIIW8WJ
Фиг. 76. Приспособление для буксировки самолета.
Фиг. 77. Приспособление для направления хвостового колеса
при буксировке самолета.
134
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
На самолете Ил-10 использовано с небольшими изменениями управ-
ление самолета Ил-2. В управление самолетом входит управление ру-
лем высоты, рулем поворота, элеронами, щитками и. триммерами- рулей
и элерона. Управление рулем высоты и щитками — жесткое, элерона-
ми —• смешанное, рулем поворота и триммером руля высоты — тросовое,
триммерами руля поворота и элерона— электродистанционное. Тяги
управления рулем высоты проложены в направляющих роликах. Все
сочленения управления смонтированы на шарикоподшипниках.
Во всех сочленениях между сдвоенными шарикоподшипниками по-
ставлены распорные втулки, а между шарикоподшипниками и кронштей-
нами проложены шайбы. Один из шарикоподшипников запрессован на-
глухо, другой посажен свободно, что позволяет ему перемещаться при
затяжке. Таким образом усилие при затяжке болта передается на рас-
порную втулку, а не на шарикоподшипник.
В шарнирных сочленениях, где установлены ориентирующиеся ша-
рикоподшипники (например, в сочленениях тяг, в направляющих тяг
и т. д.) применены подшипники закрытого типа, т. е. подшипники, за-
щищенные от пыли и грязи при помощи заделанных в них шайб. Шар-
нирные сочленения неориентирующегося типа (например, ролики,
сдвоенные шарикоподшипники качалок и т. д.) имеют открытые шари-
коподшипники. Эти шарикоподшипники защищены от грязи фасонными
шайбами из нержавеющей стали, вкладываемыми в пакет шарнира
(фиг. 78).
При переборке шарниров управления нужно следить за тем, чтобы
эти шайбы были поставлены на место.
Шарниры управления смазываются смазкой НК-30. Все. качалки
управления рулем высоты, элеронами и щитками выполнены из терми-
чески обработанного хромансиля.
Тросовая проводка меняет свое натяжение с изменением темпера-
туры, и поэтому весной и осенью необходимо производить перерегули-
рование тросов с целью сохранения примерно! одинакового натяжения
тросов зимой и летом.
Усилия на ручке управления, вызванные трением в системе, не
должны превышать указанных на фиг. 79 величин.
135
Фиг. 78. Типовая установка шарикоподшипников в качалках управлений.
Управление рулем Высоты Управление элеронами
Фиг. 79. Усилия на ручке управления от трения в системе управления (с при-
соединенными рулями и элеронами). Усилие, прикладываемое к управлению
рулем поворота, по всему ходу педалей равно 3 кг.
2. УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ВЫСОТЫ
Управление рулем высоты осуществляется при помощи ручки, на-
ходящейся в кабине пилота. Ручка управления самолетом состоит из
трех основных частей: основания, нижней и верхней частей.
Основание представляет собой горизонтальную стальную трубу 8
(фиг. 80) с приваренными кронштейнами 15; на основании укреплена
нижняя часть ручки 6. С правой стороны к горизонтальной трубе при-
варен рычаг 9 управления рулем высоты, шарнирно соединенный с тя-
гой управления 10. В торцы горизонтальной трубы вварены стакан-
чики 3 с цапфами, входящими в шарикоподшипники 2 узлов. 12. На
секторе 4 нижней части ручки заделаны тросы управления элеронами,
пропущенные через отверстия по оси цапф.
Для прокладки электрожгутов, идущих по ручке, внутри трубы руч-
ки с самолета № 18901(28 изменена нижняя часть 6 ручки и передний
кронштейн 15 основания ручки.
136
Фиг. 80. Установка ручки управления самолетом. '
1—гайка и контргайка; 2—шарикоподшипник; 3—ста- ния; 9—рычаг; 10—тяга управления рулем высоты;
канчик с цапфой; 4—сектор управления элеронами; 11—ролик; 12—узел крепления; 13—ограничитель от-
5—верхняя часть ручки; 6—нижняя часть ручки; 7— клонения руля высоты; 14—ограничивающий угольник;
ограничитель отклонения элеронов; 8—труба основа- 15—кронштейн.
I - 2
Фиг. 81. Управление рулями поворота и высоты.
1—педали ножного управления; 2—ручка управления самолетом; 3—качалка на стен-
ке задней кабины; 4—направляющий подшипник на задней бронестенке; 5—-направ-
ляющий подшипник на раме № 4; 6—тяга; 7-—направляющий подшипник н,а раме
№ 8; 8—направляющий подшипник на раме № 11; 9—рычаг на лонжероне руля вы-
соты; 10—ролики в кабине пилота; //—тандер; 12— ролик иа задней бронестенке;
/3—ролик на раме № 8; 14—(разъемное соединение; 15—двуплечий рычаг на руле
поворота.
Фиг. 82. Направляющий подшипник тяги
управления рулем высоты.
Bl нижней части ручки спереди вмонтирован (вварен) патрубок для
выхода жгутов, идущих из трубы. В переднем (по полету), кронштейне 15
добавлено, окно с приваренной по контуру окантовкой, в котором пере-
мещается патрубок во время поворачивания ручки вправо или влево.
С самолета № 1890101 по самолет № 1890127 виды на нижнюю часть
ручки в кронштейне 15 спереди
и сзади одинаковы.
Нижняя часть ручки закры-
та брезентовым чехлом, закреп-
ленным ремешками на патрубке
нижней части и на горизонталь-
ной трубе.
Тяги руля высоты 6 (фиг. 81)
движутся поступательно в на-
правляющих подшипниках 4, 5,
7 и 8, закрепленных на рамах
фюзеляжа.
Направляющие подшипники
тяг руля высоты (фиг. 82) со-
стоят из литых патрубков, на
которых радиально под углом
120° один к другому установле-
ны три шарикоподшипника. Меж-
ду тягой и подшипниками дол-
жен быть зазор от 0,5 до 0,6 мм.
Углы отклонения руля высоты: |вверхi—1 30°-i° вниз—-154-!0
Ограничителем отклонения служит рычажок, приваренный к горизон-
тальной трубе основания ручки и упирающийся в стенки коробочки,
прикрепленной к полу кабины пилота.
3. УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ПОВОРОТА
Управление рулем поворота осуществляется посредством педалей
ложного управления |(фиг, 83). Педали могут регулироваться в соответ-
Фиг. 83. Педали ножного управления.
1—педаль; 2—штырь; 3—ось тяги тормозов; 4 и 6—ограничители отклонения
руля поворота; 5—йспомогательиая перекладина; 7—тросы управления рулем
поворота; 8—тандеры; 9—перекладина; 10—кронштейн.
139
колеса
Фиг. 84. Управление триммерами руля высоты и стопором хвостового
(действительно по машину № 1890127 вкл.).
/—ручка управления триммерами! руля высоты; 2—ручка управления стопором хво-
стового колеса; 3—механизм УТ-3 управления триммером-флетнером руля поворота;
4— механизм управления триммером руля высоты; 5—триммер руля высоты; 6— ро-
лики у нервюры № 1 стабилизатора; 7—тяга, управления триммером-флетнером; 8—
ролики на' заднем лонжероне стабилизатора; 9—переключатель НП-1 управлений ме-
ханизмом УТ-3 с лампочкой; 10—ролик в кабине пилота; 11—ролик с упором для
боуденовской оболочки; 12— направляющая колодка на бронестенке; 13—тендеры;
14—направляющая колодка на раме № 7; 15—направляющая колодка на раме № 10;
16—разъемные соединения; 17—кролики на переднем лонжероне стабилизатора; 18—
стопор хвостового колеса.
-ствии с ростом пилота, для чего направляющая с подножкой передви-
гается, после чего стопорный штырь переставляется из одного отверстия
в другое.
Для обеспечения пилоту большего удобства при1 управлении рулем
поворота с самолета № 1890125 педали. 1 развернуты под естественное
положение ног: правая педаль — вправо, левая — влево. Угол разво-
рота педалей составляет 8°. Рычаги педалей связаны с тросовой про-
водкой (см. фиг. 81), идущей вдоль фюзеляжа к рулю поворота.
Каждый трос проходит через четыре ролика; с рычагом руля трос
соединен сережкой.
Тросы управления рулем поворота — особо гибкие, диаметром 3,5 мм
(ТОГ-3,5). При замене тросов управления необходимо новые тросы пе-
ред их установкой на самолет подвергнуть предварительной вытяжке
в течение одного часа усилием, равным 225 кг. Натяжение тросов регу-
лируется тандерами, расположенными около педалей ножного управле-
ния. Предварительное натяжение тросов 35—40 кг.
Углы отклонения руля поворота—27°_1° в каждую сторону.
Ограничители отклонения установлены на полу кабины пилота.
4. УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ
Управление триммерами руля высоты
Управление триммерами — тросовое (фиг. 84). На левом борту в
кабине пилота помещена ручка 1 управления триммерами руля высоты.
Ручка {фиг. 85) смонтирована на одном валике с барабаном, от кото-
рого идут тросы к механизмам
триммеров. Тросы проходят вдоль
фюзеляжа по левому борту и у
заднего лонжерона стабилизатора
расходятся вправо и влево к меха-
низмам 4 (см. фиг. 84) триммеров
руля высоты. Между этими меха-
низмами проходит замыкающий
трос. В местах больших перегибов
тросов поставлены ролики, а в ме-
стах небольших перегибов. — на-
правляющие Текстолитовые бо-
бышки.
Основным звеном механизма
триммеров руля высоты является
самотормозящая винтовая передача
(фиг. 86). Барабан механизма на-
Фиг. 85. Рукоятка управления тримме-
ром руля высоты.
1—барабан; 2—тайка; 3—рычаг руко-
ятки; 4—ручка; 5—корпус; 6—крон-
штейн.
сажен прямо на валик с трапецеи-
дальной резьбой. При вращении ба-
рабана 1 валик 2, поворачиваясь,
сообщает поступательное движение
гайке 3, Гайка, двигаясь своим язы-
ком по прорези кронштейна 6, со-
общает движение промежуточной качалке 4, а качалка, в свою оче-
редь,—тяге 5, которая связана с рычажком на триммере.
Усилие с триммера на трос механизма не передается. В сочлене-
ниях винта и гайки механизма управления триммером должен быть
минимальный люфт, обеспечивающий свободное вращение винта. Тяга,
-соединяющая механизм триммера с рычагом, имеет шарниры на шари-
141
коподшипниках. В гайке винта имеется продольный пропил, стягивае-
мый двумя болтами, при помощи которых можно выбрать люфт в
резьбе.
При вращении ручки управления триммером против, часовой стрел-
ки (если смотреть на борт) триммер отклоняется вниз, при вращении
по часовой стрелке — триммер отклоняется вверх.
Перед полетом необходимо установить триммеры в нейтральное по-
ложение. Для установки триммеров в нейтральное положение необхо-
димо вращать ручку до тех пор, пока метки , на тросах не станут против
меток, нанесенных на корпусе барабана красной краской.
Необходимо следить за тем, чтобы направляющие бобышки тросов
были хорошо смазаны смазкой НК-30 и чтобы своевременно, заменялись
Фиг. 86. Механизм управления триммером руля высоты.
1—барабан; 2—-валик с трапецеидальной резьбой; 5—нарезной стаканчик (хо-
довая гайка); 4—качалка; 5—тяга; 6—кронштейн.
тросы и не допускалось их перетирание. Трос управления триммерами —
гибкий, диаметром 2 мм (ТГ-2). Предварительное натяжение тросов
10—15 кг. В случае установки новых тросов последние должны под-
вергаться предварительной вытяжке в течение 1 часа усилием, равным
100 кг.
Триммер руля высоты отклоняется на угол 12°_i° в- каждую сто-
рону. Ограничителем -отклонения служит прорезь в корпусе механизма,
в которой двигается язык гайки- 3 (см. фиг. 86). При нейтральном по-
ложении триммера гайка 3 своим- языком должна располагаться
посредине прорези.
Управление триммером-флетнером руля поворота
Для управления триммером руля поворота на заднем лонжероне
киля шарнирно закреплен электро-механизм управления УТ-3. Шток ме-
ханизма- соединен с переходной качалкой, которая через промежуточную
тягу крепится к рычагу на триммере.
Мотор электромеханизма питается от самолетной электросети. На
пульте управления в кабине пилота имеется переключатель Н-П-1 с
лампочкой сигнализации. При нейтральном положении триммера лам-
почка горит красным светом. На электромеханизме имеется риска ней-
трального положения.
При неподвижном механизме и отклонении руля триммер работает
как флетнер.
Углы отклонения триммера-флетнера:
как триммера ... •.............. 7,3° влево и вправо
' —'1°
как флетнера . .................23,5° 1(>влево и вправо
142
Управление триммером элерона
Управление триммером, установленным на правом элероне с ма-
шины № 1890115 (до этой машины вместо триммера ставился нож),
аналогично управлению триммером руля поворота (фиг. 87). В носовой
части правого элерона между нервюрами № 8 и 9 установлен электро-
механизм управления УТ-3. Шток механизма соединен валиком с тягой,
передающей движение от механизма к триммеру. Мотор электромеха-
низма питается от самолетной электросети.
Управление триммером осуществляется из кабины при помощи на-
жимного переключателя НП-1, установленного на пульте управления.
Рядом с нажимным переключателем установлена сигнальная лампа.
При нейтральном положении триммера лампа горит красным светом.
Угол отклонения триммера вверх и вниз по 28°_.2’.
5. УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ
Управление элеронами {фиг. 88) осуществляется при помощи ручки
управления самолетом. При отклонении ручки вправо правый элерон
отклоняется вверх, левый — вниз. При отклонении ручки влево левый
элерон отклоняется вверх, а правый — вниз.
Тросы, закрепленные на нижней части ручки управления само-
летом, пройдя через трубу и ролики, сходятся на секторе, установлен-
ном за задним лонжероном центроплана. Сектор соединен с тягами
управления, идущими вдоль крыла.
Тяги крепятся на поддерживающих качалках 6, установленных на
заднем лонжероне. Последние тяги присоединяются к силовой качалке 1,
к которой подходят и поперечные тяги 5 управления элероном.
Тросы управления элеронами — особо гибкие, диаметром 3,5 мм
(ТОГ-3,5). Перед постановкой на самолет тросы (желательно с запле-
тенным одним концом) должны подвергаться предварительной вытяжке
в течение одного часа усилием 225 кг. Тандеры 3 для регулирования
тросов управления расположены в фюзеляже между роликами и сек-
тором 8. На всех роликах имеются ограничители, предохраняющие трос
от соскакивания.
Ограничитель представляет собой болт с распорной втулкой, постав-
ленной таким' образом, что между ограничителем и тросом получается
зазор не более 2,5 мм, но не менее 0,5 мм.
Углы отклонения элеронов—вверх 25О|±1,5°!, вниз — 15°;±1°. Огра-
ничитель угла отклонения элеронов 7 (см. фиг. 80) помещен на нижней
части ручки управления.
Указанные углы отклонения элеронов вверх и вниз (при крайних
отклонениях ручки управления) зависят от правильной установки ка-
чалок 1 (см. фиг. 88) и поддерживающих качалок 6. Положение кача-
лок меняется регулированием длин тяг 7. Поэтому при демонтаже и по-
следующем монтаже тяг управления элеронами длины их не менять.
При замене отдельных тяг 7 новыми длины их брать равными старым
тягам. Если же установить длину старой тяги невозможно, то длина
тяги (расстояние между центрами концевых отверстий) берется равной
расстоянию между центрами отверстий качалок, к которым должна
крепиться тяга, при нейтральном положении центральной качалки и
элерона.
143
i
2 19
-4
-3
и стопор хвостового колеса
№ 1890128).
высоты; 2—ручка управления сто-
Фиг. 87. Управление триммерами
(на самолетах с
1—ручка управления триммерами руля
пором хвостового колеса; 3—механизм УТ-3 управления триммером-флетне-
ром. руля поворота; 4—механизм управления триммером руля высоты; 5—
триммер руля высоты; 6—ролики у нервюры № 1 стабилизатора; 7—тяга
управления триммером-флетнером; 8—ролики на заднем лонжероне стабили-
затора,; 9—переключатель НП-1 управления механизмом руля поворота с лам-
почкой; 10—ролик в кабине пилота; 11—ролик с упором для боуденовской
оболочки; 12—направляющая колодка на бронестенке; 13—тендеры; 14—на-
правляющая колодка на раме № 7; 15—направляющая колодка на раме № 10;
16—разъемные соединения; 17—ролики на переднем лонжероне стабилизато-
ра; 18—стопор хвостового колеса; 19—переключатель НП-1 управления ме-
ханизмом УТ-3 элерона с лампочкой; 20—механизм УТ-3 управления трим-
мером элерона; 21—тяга управления триммером элерона.
13 I
14
10 Самолет Ил-10
Зазор не более 2,5 мм
не менее 0'5 мм
Фиг. 88. Управление элеронами и щитками.
1—силовая качалка; 2—ручка управления самолетом; 3—тан-
дер; 4—ролики на стенке задней кабины; 5—поперечная тя-
га управления; 6—поддерживающие качалки; 7—продольные
элерона-
тяги управления элеронами; 8—сектор управления
ми; 9—рычаг на лонжероне щитка; 10—тяга управления щит-
ками; 11—качалка управления щитками; 12—подъемник щит-
ков с механизмом взлетного угла.
6. УПРАВЛЕНИЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫМИ ЩИТКАМИ 1
Щитки приводятся в действие от общей воздушной системы само-|
лета (см. раздел «Воздушная система самолета»). Управление подъс-'
мом и выпуском щитков осуществляется краном щитков, смонтирован-^
ным вместе с краном шасси. 1
Расположение подъемника щитков показано на фиг. 88. Щитки мо-
гут быть отклонены на полный угол 45Dti» (при посадке) или на угол
17°+1° (при взлете). Отклонение щитков при взлете сокращает длину
разбега и, следовательно, значительно облегчает взлет.
Для фиксации щитков, во взлетном положении к подъемнику 5
щитков (фиг. 89), пристроен механизм 1, запирающий щитки на взлетном
угле. Описание механизма («Механизм взлетного угла») приводится
ниже, ’
Полет
Задние Пронестенни'
/
Каркас хв части фюзеляжа щиток центроплана~^~~~‘ —Д
Фиг. 89. Установка подъемника щитков и механизма взлетного угла.
1—механизм взлетного угла; 2—качалка; 3—кронштейн качалки; 4—крон-
штейн; 5—подъемник; 6—тяга.
Цилиндр подъемника шарнирно присоединен к сварной качалке 2,.
установленной на задней бронестенке, и к узлу 4.
^Подъемник и механизм взлетного угла крепятся к одному и тому
же плечу качалки 2, противоположный конец которой соединен с тягой
6, идущей к рычагу на лонжероне щитка.
Центропланный щиток скреплен с консольными щитками соедини-
тельными штырями (по разъемам), поэтому они управляются одним об-
щим подъемником.
Подъемник щитков состоит из цилиндра 9 (фиг. 90) с ушковым
болтом 1 и карданами, расположенными по концам цилиндра, замка,
подъемника, цилиндра-выключателя 8, демпфера 7, хомута 5, на кото-
ром закреплен вильчатый болт 4, клапана переключателя 10 и трубо-
проводов, соединяющих переключатель 10 с цилиндром-выключателем и
цилиндр-выключатель с основным цилиндром.
Основной цилиндр 9 подъемника щитков аналогичен цилиндру
подъемника шасси и отличается от него, в основном, габаритами.
Цилиндры-выключатели ио конструкции одинаковы с цилиндрами-
выключателями шасси, поэтому вес указания по цилиндрам-выключате-
лям шасси относятся и к данным цилиндрам.
Длина штока цилиндра-выключателя замка регулируется таким об-
разом, чтобы холостой ход (просвет между телом болта, соединяющего
146
крюк-защелку с вильчатым болтом штока, и концом продольного паза
в вильчатом болте) был равен 5 мм.
Замок, установленный на подъемнике щитков, запирает щитки в
•поднятом^ положении. Замок состоит из защелки 2, сидящей на крон-
штейне 5 (на шейке цилиндра), и пружины 6, запирающей замок.
Кронштейн защелки выполнен в виде хомута с регулируемым виль-
чатым болтом 4, на который посажена защелка. В закрытом положении
защелка захватывает болт 3 кронштейна, имеющегося на. ушковом бол-
те штока поршня.
Переключатель 10 представляет собой стальной корпус, на котором
расположены три штуцера. Два из них расположены по оси корпуса, а
третий — сбоку. Внутри переключателя помещен свободноплавающий
Перенлю чатель - Ю
Фиг. 90. Подъемник щитков.
1—ушковый болт штока; 2—крюк-защелка; 3—-болт зацепления штока с
крюком замка; 4—вильчатый болт; 5—хомут; 6—пружина; 7—демпфер; 8—
цилиндр-выключатель; 9—цилиндр подъемника; 10—переключатель.
двухсторонний клапан, перекрывающий то правое, то левое осевые от-
верстия в зависимости от того, с какой стороны подходит воздух. Если
воздух подходит с правой стороны, клапан перегоняется входящим воз-
духом в левую сторону и перекрывает левое осевое отверстие. Если
воздух подходит в левое осевое отверстие, он перегоняет клапан в пра-
вую сторону и перекрывает правое осевое отверстие. Для уменьшения
хода клапана внутри корпуса переключателя установлена трубка, обес-
печивающая полный ход клапана 10 мм. К одному осевому штуцеру
подсоединяется трубопровод, идущий от крана щитков, к другому шту-
церу крепится трубопровод, идущий от цилиндра-выключателя, осво-
бождающего замок механизма взлетного'угла при установке щитков на
взлетный угол. Боковой штуцер соединяется трубкой с цилиндром-
выключателем 8.
С самолета-№ 1890124 переключатель 10 изменен. В измененном
переключателе уменьшен габарит, устранено однорезьбовое соедине-
ние и изъята внутренняя трубка. Конструкция измененного переключа-
теля и его установка показаны на фиг. 9Г.
1G* 147
Регулирование замка щитков производится по общим требованиям*
(см. гл. 2 «Регулирование замков»). После регулирования замка про-
веряются подъем и выпуск щитков на полный угол.
Если при установке на самолет понадобилось вывернуть или ввер-
нуть ушковый болт цилиндра подъемника, то- необходимо на то же
Фиг. 91. Клапан-переключатель на подъемниках с самолета № 1890124.
число оборотов вывернуть или ввернуть регулирующий болт защелки 2 i
(см. фиг. 90) и хвостовик цилиндра-выключателя, чтобы не нарушить ‘
регулировки замка.
Механизм установки щитков на взлетный угол
(механизм взлетного угла)
Механизм взлетного угла состоит Из цилиндра 10 (фиг. 92) с <
поршнем 9, крюка 7, защелки 2, стопора 1, цилиндра-выключателя 4, /
для -открывания замков, цилиндра-выключателя 8, управляющего сто- .
пор-ом, и ряда других деталей.
Указания по пользованию механизмом взлетного угла
Перед отклонением щитков на взлетный угол надо убедиться (по
указателю), что щитки подняты, а кран щитков стоит в нейтральном
положении.
Для отклонения щитков на взлетный угол необходимо нажать на
кнопку, установленную на левом пульте в кабине пилота.
Кнопка- закрыта предохранительным колпачком с обозначением
«3». При нажатии на кнопку срабатывает электропневмоклапан ЭК-1
(или ЭК-44 с самолета № 7898030) и открывается доступ воздуха в
цилиндр-выключатель 8 (см. фиг. 92), который посредством рычага 5
поворачивает стопор 1 и освобождает этим защелку 2. Под действием
пружины защелка и связанный с ней крюк 7 заскакивают в прорезь )
цилиндра 10. Поршень 9 цилиндра с сухарем 6 находятся в это время
в исходном положении (на фиг. 92 показано пунктиром).
148
Положение механизма при
установке на взлетный угол
К подъемнику
(на подъем)
Фиг. 92. Механизм установки щитков на взлетный угол (механизм взлетного угла).
/—стопор; 2—защелка; 3—шток цилиндра-выключателя; 4—
цилиндр-выключатель замка; 5—рычаг стопора; 6—сухарь
поршня; 7—крюк; 8—цилиндр-выключатель (цилиндр стопо-
ра); 9—поршень; 10— цилиндр; //—таз для фиксации поло-
жения поршня; 12—шток цилиндра-выключателя
стопора.
Дальше воздух пойдет в переключатель 10 подъемника щитков* (см.
фиг. 90), имеющий назначение отключать кран щитков и не давать воз-
духу травиться через его клапаны.
Из переключателя воздух проходит в цилиндр-выключатель 8, ко-
торый открывает замок на подъемнике щитков и пропускает воздух без
торможения через демпфер и цилиндр. После этого шток цилиндра на-
чинает двигаться и отклонять тягой качалку, закрепленную на лонже-
роне щитка; щитки выпускаются. При выпуске щитков качалка 2
(фиг. 89) вытягивает шток цилиндра механизма взлетного угла до тех
пор,, пока сухарь 6 (см. фиг. 92) не заскочит за защелку 2 и не упрется
в крюк 7. Как только это произойдет, движение качалки, а следователь-
но, и связанного с ней штока будет остановлено. Щитки при этом откло-
няются на угол 17°.
Если после этого требуется отклонить щитки на полный угол, то
надо прежде поднять щитки. Это осуществляется переводом ручки
крана щитков из нейтрального положения в положение «поднято».
При подъеме щитков воздух из клапана крана щитков поступает
в цилиндр-выключатель 4 (см. фиг. 92), шток которого, двигаясь, откры-
вает замок механизма взлетного угла, выводя крюк и защелку из паза
цилиндра. Защелка 2 заскакивает под стопор 1. В этот момент через
боковой штуцер начинает поступать воздух в цилиндр подъемника, и
щитки поднимаются.
Отклоненные на угол 17° щитки удерживаются в таком положении
замком механизма. Усилие от набегающего потока воздуха сжимает
цилиндр 10 и передается через хвостик штока на защелку 2. Откло-
ненные на 45° щитки удерживаются сжатым воздухом, заполняющим
цилиндр подъемника щитков.
Регулирование механизма взлетного угла
Общие требования к регулированию замка механизма взлетного
угла указаны в разделе 3 «Регулирование замков».
Чтобы отрегулировать механизм взлетного угла, необходимо:
1. Отъединить цилиндр-выключатель 8 (см. фиг. 92), управляющий
стопором (так называемый цилиндр стопора), от рычага стопора 5.
2. Открыть замок и вдвинуть полностью поршень 9.
3. Открыть стопор 1. Крюк 7 и защелка 2 под действием пружины
опустятся на поршень. Вытащить поршень. Замок должен запереть его
в положении, когда щитки установлены на взлетный угол. Убедиться,
что* осевой люфт не превышает 2 мм.
4. Заглушив боковой штуцер и ввернув* доотказа регулирующий
винт штока 3, дать давление 25—35 ат в цилиндр-выключатель 4. За-
мок должен открыться. Задвинуть стопор 1 за уступ защелки 2. От-
регулировать винтом 3 зазор между стопором 1 и уступом защелки 2
(зазор должен быть в пределах 0,5—-1,0 мм) и законтрить его контр-
гайкой.
5. Стравить воздух из цилиндра-выключателя 4; замок при этом
должен остаться открытым. Проверить, свободно* ли двигается поршень
9 от одного крайнего положения до другого и обратно.
6. Сняв заглушку с бокового штуцера, убедиться в том, что при
начале выхода воздуха через боковой штуцер защелка замка 2 уже
освободила поршень, и его* можно вдвинуть до крайнего сжатого по-
ложения.
7. Соединить цилиндр стопора 8 с рычагом стопора 5. Отрегулиро-
вать хвостовик цилиндра 12 так, чтобы при начале выхода воздуха че-
150
рез боковой штуцер стопор 1 вышел из зацепления с защелкой 2, крюк
7 опустился в паз цилиндра и зазор между концом защелки и стопором
был 2,5 мм.
Законтрить хвостовик цилиндра-выключателя.
8. Дать полное давление 35 ат в цилиндр стопора 8 и убедиться в
том, что стопор, отклоняясь, не упирается в другие детали.
9. Проверить работу механизма взлетного угла, подавая воздух
давлением 20—25 ат попеременно в оба цилиндра-выключателя и соот-
ветственно двигая поршень механизма 9.
10. Запереть замок во взлетном положении и, сжав механизм с си-
лой 1000 кг, подавать воздух в осевой штуцер цилиндра-выключателя 4.
При давлении воздуха от 20 до 30 dp замок должен открыться.
11. После регулирования установить механизм на самолет и про-
верить исправность управления щитками, поднимая и выпуская щитки
на полный и взлетный углы.
Примечание. Поршень механизма 9 в цилиндре 10 не может повора-
чиваться вокруг своей оси, так как на конце поршня, в который ввертывается
хвостовик, имеется паз И для контровой шайбы. При движении поршня этот паз
должен быть повернут в сторону крюка на цилиндре.
Сигнализация положения щитков
Механическая сигнализация установлена на левой части крыла
вблизи плоскости разъема крыла. Выполнена она- по типу механической
сигнализации шасси и состоит из указателя, небольшой жесткой тяги и
рычага, закрепленного на болтах к узлу подвески щитка.
При выпуске щитков указатель выходит из габарита крыла и по-
казывает любое промежуточное или конечное положение щитков. Когда
щитки подняты, указатель спрятан; когда щитки установлены *на взлет-
ный угол, указатель частично выходит над поверхностью крыла, и на-
ружу появляется нанесенное на нем красное узкое кольцо. Когда щитки
полностью выпущены, то указатель полностью выходит над крылом и
за красным кольцом появляется белое кольцо.
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
ВИНТОМОТОРНАЯ ГРУППА
1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Винтомоторная группа самолета Ил-10 состоит из двухрядного
V-образного мотора водяного охлаждения АМ-42, винта левого враще-
ния АВ1-5Л-24, систем управления мотоустановкой и системы питания.
Мотор смонтирован в капоте обтекаемой формы, являющемся пе-
редней частью фюзеляжа {фиг. 93). Управление агрегатами мотора и
винтомоторной группы включает в себя ручное управление газом, регу-
Фиг. 93. Винтомоторная группа.
лятором ВИШ и пожарным бензокраном, а также управление заслон-
ками туннелей водяного' и масляного радиаторов, осуществляемое при
помощи электромеханизмов, УР-6 и УР-2 (с самолета № 6410406 — ме-
ханизм УР-7М).
Система бензопитания имеет два сообщенных между собой бензо-
бака — верхний и нижний; верхний, бак расположен в фюзеляже между
мотоотсеком и кабиной пилота, нижний бак -— под полом кабины пи-
лота у заднего лонжерона.
152
Топливо подается в мотор непосредственно из нижнего бака. Бензо-
баки имеют сообщение с атмосферой, а также с системой заполнения
нейтральным газом от выхлопа мотора.
Маслосистема имеет два сообщающихся маслобака, установленных
в мотоотсеке между блоками мотора и обшивкой капота, пеногаситель-
ный бачок, установленный в верхней части капота в развале блока, и
маслорадиатор, смонтированный вместе с водорадиатором в нижней
части фюзеляжа за первым лонжероном центроплана. Масло на смазку
мотора поступает одновременно из обоих баков через соединительную
трубу; из радиатора масло поступает обратно равномерно' в оба бака.
Система охлаждения — закрытого типа, работает под давлением; в
систему включен сепаратор, имеющий целью отделить пары от горячей
воды до момента поступления воды в радиатор1.
Запуск мотора осуществляется системой воздушного самопуска
ВС-50 от бортовых, баллонов со сжатым воздухом, а также может быть
произведен автостартером за храповик, расположенный на втулке вин-
та. Втулка винта закрыта обтекателем (коком) легкосъемной кон-
струкции.
2. МОТОР
Мотор АМ-42 является дальнейшей модификацией мотора АМ-38Ф,
по сравнению с которым он развивает большую мощность и имеет уве-
личенную высотность; мощность и высотность увеличены путем повы-
шения числа оборотов и наддува.
Основные данные мотора АМ-42
Взлетная мощность..........•............. 2000—2% л. с.
Число оборотов коленчатого вала на взлетной
мощности .......'............................ 2500±2% об/мин,
Давление наддува (ра), соответствующее взлетной
мощности ,................................... 1565±25 мм рт. ст.
Расход топлива на взлетной мощности.......... 330—345 г/э. л. с.-ч.
Номинальная мощность на расчетной высоте . . . 1770—2% л. с.
Номинальная мощность на земле . . . . • ... 1750—2% л. с.
Число оборотов коленчатого вала на номинальной
мощности..................................... 2350±2% об/мин.
Давление наддува (ро), соответствующее номиналь-
ной мощности................................. 1335±25 мм рт. ст.
Расход топлива на номинальной мощности .... 305—315 г/э.л.с.-ч.
Эксплоатационная мощность (0,75 земной номи-
нальной мощности) . . .................. . . 1315 л. с.
Число оборотов коленчатого вала на эксплоатаци- -
онной мощности .............................. 2050+2% об/мин.
Давление наддува (ро) на эксплоатационной мощ-
ности ........................1130±25 мм рт. ст.
Расход топлива на эксплоатационной мощности . 270—285 г/э. л. с.-ч.
Допустимое максимальное число оборотов колен-
чатого вала (не более 30 сек. на режимах пики-
рования) ..........•........................ 2550 об/мин.
Минимальное число оборотов коленчатого вала
(при которых мотор может работать устойчиво) 500 „
Направление вращения (если смотреть со сторо-
ны нагнетателя):
коленчатого вала ..... ..................... правое
винта . •....................... левое
Передаточное число редуктора ............• • . z=0,6
Высотность мотора (без учета скоростного на-
пора) ..................................... 1600 м
Срок службы мотора............................. 100 час.
153
3. винт
Воздушный винт левого вращения АВ-5Л-24 представляет собой
металлический трехлопастный винт автоматически изменяемого в по-
лете шага с гидравлическим механизмом поворота лопастей.
Винт АВ-5Л-Й4 совместно с регулятором оборотов Р-7А работает
по обратной схеме, т. е. увеличение шага винта происходит под дей-
ствием момента, создаваемого давлением масла, поступающего во втул-
ку винта, а поворот лопастей в сторону уменьшения шага — под дей-
ствием момента поперечных сил инерции самих лопастей.
При помощи регулятора Р-7А винт может менять шаг автомати-
чески или принудительно. Различное число оборотов задается винту
путем изменения натяжения пружины регулятора при помощи ручного
тросового управления из кабины пилота. Действуя дросселем и изме-
няя натяжение пружины регулятора, можно задать мотору любой ре-
жим работы. Если не менять натяжения пружины регулятора, а изме-
нять только положение дросселя мотора, то будет изменяться лишь
крутящий момент мотора при сохранении постоянного числа оборотов
(если изменение крутящего момента не выведет автоматически изме-
няющийся шаг винта из пределов диапазона поворота лопастей).
Останавливать мотор только при положении вин.
та на малом шаге.
Основные данные винта АВ-5Л-24
Диаметр винта.......................................3,6 м
Минимальный установочный угол атаки лопастей . . . 26°
Максимальный угол атаки лопастей..................56°
Диапазон автоматического поворота лопастей........30°
Тип регулятора • • • . . .......... . Р-7А
Давление масла от помпы регулятора •.............не более 23 я,тг
На зимний период цилиндр втулки винта должен быть отеплен
чехлом из двух слоев байки, обшитой дерматином.
4. КАПОТ И КРЕПЛЕНИЕ МОТОРА
Капот мотора (фиг. 94) в основном состоит из нижней несъемной 1
части 17 с тремя легко открывающимися откидными крышками 11, 14 1
и 16, верхней части, состоящей из ряда отдельных крышек, и обтека- 1
теля втулки винта (кока) 2 с храповиком. . I
Для продувки внутренней полости капота две передние боковые 1
крышки 12 профилированы и образуют щели для забора воздуха, а
две боковые крышки 1\5 в задней части имеют ряд щелей (жабры) для
выхода воздуха. В правом заборнике воздуха на первой передней
крышке в нижней части вмонтирован патрубок для обдува компрессо-
ра АК-50 (или АК-75), а в верхней части — патрубок обдува наруж- |
ных свечей правого блока мотора. В левом заборнике в- нижней части
расположена трубка статического уплотнения носка вала редуктора мо- |
тора, а в верхней —патрубок обдува наружных свечей левого блока
мотора. Для подхода к агрегатам моторной установки капот имеет от-
кидные крышки, закрепленные на винтах и легко снимающиеся. 1
Верхняя передняя крышка 3 крепится на винтах и открывает до- i
ступ к расширительному водяному бачку. Крышка снабжена неболь- )
шим лючком 4, расположенным .над заливной, горловиной и редукцион- 4
ным клапаном бачка. -
154
(Верхняя средняя крышка 5 — легкосъемная, крепится к каркасу
капота на восьми пальцевых замках и прикрывает подход к карбюра-
торам, внутренним свечам и управлению газом.
Верхняя задняя крышка 9 крепится на винтах и служит для сня-
тия и установки на место верхнего бензобака. На крышке имеются два
лючка 7 и 8, расположенные над заливной горловиной и. датчиком бен-
зиномера.
Фиг. 94. Капот мотора.
1—храповик и затяжная гайка; 2—легкосъемный обтекатель (кок) втулки
винта; 3—верхняя передняя крышка; 4—лючок для подхода к заливной гор-
ловине и редукционному клапану расширительного бачка; 5—верхняя легко-
съемная крышка; 6—боковая крышка; 7—лючок для подхода к заливной
горловине бензинового бака; 8—лючок для подхода к беизиномеру; 9—верх-
няя задняя крышка; 10—лючок для подхода к проводке трехстрелочного ин-
дикатора; 11—нижняя передняя откидная крышка; 12—боковая профилиро-
ванная крышка со щелью для продувки внутренней полости капота; 13—па-
трубок обдува генератора; 14—средняя откидная крышка; 15—задняя от-
кидная крышка; 16—задняя откидная крышка; 17—нижняя часть ка-
пота '(бронекорпус) с выколоткой под туннель; 18—вырез под всасывающий
патрубок; 19—лючок для монтажа труб; 20—задняя часть капота (броне-
корпус); 21—передний каркасный профиль для крепления крышек; 22—узел
крепления подкоса; 23—подкос; 24—передний кронштейн крепления подмо-
торных брусьев; 25—передняя полурама; 26—задняя полурама; 27—задний
кронштейн крепления подмоторных брусьев; 28—подмоторный брус.
На самолетах с № 1890117 и № 6410101 на задней левой части
крышки 9 устроен третий лючок 10, обеспечивающий удобный подход
к штуцерам проводки трехстрелочного индикатора.
155
верхние боковые крышки крепятся на винтах и служат для под-
хода к верхним крышкам блоков мотора и для снятия мотора.
Боковые крышки /5 — откидные, крепятся каждая на трех замках.
Эти крышки обеспечивают подход к внешним свечам, к пусковым
клапанам, ж маслобакам, магнето, распределителю самопуска, пусковой
катушке, регулятору наддува, маслофильтру и задней части мотора;
в. открытом положении боковые крышки 15 являются мостками, на ко-
торых можно стоять при работе на моторе.
Нижняя передняя крышка //—откидная, крепится на двух зам-
ках и обеспечивает подход к компрессору АК-50 (или АК-75), регуля-
тору винта Р-7А, местам соединения трубопровода охлаждения мотора
и присоединения приемника масломанометра.
Фиг. 95. Замок капота.
Нижняя средняя крышка 14 — откидная, запирается двумя зам-
ками и служит для подхода к генератору, к крану слива масла из со-
единительной трубы маслобаков, к фильтру Куно и к штуцеру агре-
гата, служащего для заполнения маслом коленчатого вала на моторе.
На крышке установлен патрубок 13 для обдува генератора.
Нижняя задняя крышка 16 — откидная, запирается также двумя
замками и служит для подхода к масляному, водяному и бензиновому
насосам мотора, кранам слива масла и воды, к бензофильтру, к со-
единению бензопровода и к другим агрегатам.
Устройство замков показано на фиг'. 95.
Нижняя часть капота (см. фиг. 94), в. основном, состоит из броне-
корпуса 17, к которому приклепаны две поперечные дуралюминовые
полурамы 25 и 26 и четыре кронштейна {24 и 27), связанные между
собой двумя продольными прессованными дуралюминовыми профилями
28 Г-образного сечения (подмоторными брусьями).
Задняя полурама 26 и подмоторный брус 28 связаны между собой
стальным узлом 22, к которому подходит трубчатый подкос 23. Другим
концом подкос закрепляется на раме фюзеляжа.
Своими приливами картер мотора ложится на подмоторные брусья
и крепится к ним двенадцатью термообработанными болтами (восемь
болтов, диаметром 16 мм и четыре болта диаметром 14 мм; ав=
= 1 OSt’l кг]мм2. Под приливы картера подложены резиновые амор-
тизационные прокладки. Под каждой затяжной гайкой моторных бол-
тов подложены резиновая и стальная прокладки. Таким образом основ-
ная нагрузка от мотора передается полурамами и кронштейнами на
156
обшивку, а с обшивки — на нижнюю переднюю часть фюзеляжа. Часть
нагрузки воспринимается подкосами, верхней частью1 капота и рамой
фюзеляжа.
Туннели радиаторов, {фиг. 96) расположены по обе стороны капота
мотора. Вход в туннель образован вырезом в носке центроплана и
углублением в боковине капота. Правый туннель подводит воздух
только к водорадиатору, а левый к водо- и масло|радиаторам.
Фиг. 96. Схема обдува радиаторов.
Входные туннели — несъемные, крепятся к капоту, к носку и про-
филям центроплана заклепками (на самолетах с № 6410308 фланец
крепится к капоту болтами). Туннели водо- и маслорадиатора изоли-
рованы друг от друга. На выходе они имеют раздельно управляемые
157
й'
заслонки. Выходные туннели водо- и маслорадиаторов съемные и кре-
пятся на> винтах.
Туннели изготовлены из материала АМцМ толщиной 1,5 мм. Тун-
нели плотно прилегают к кромкам радиаторов, для чего в. местах при-
легания поставлен резиновый валик, обеспечивающий герметизацию
туннеля.
Вырез в переднем лонжероне - для прохода туннелей тщательно
герметизирован чехлом из парусины.
Основные данные туннелей
Водорадиатор Маслорадиатор
Площадь входа в туннель, о%Л12 11,4 (34% площа- 4,34 (36% площа-
ди радиатора) ди радиатора)
Площадь выхода из туннеля
максимальная, дцм1......... 23 (69% площади 10 (83,5% площа-
радиатора) ди ^радиатора)
Фронтовая поверхность радиа-
тора, дцм* ................ 33,5 12
Эксплоатационные указания по капоту мотора
1. Перед полетом проверить, все ли замки закрыты.
2. Систематически проверять затяжку всех винтов, капота.
Обтекатель (кок) втулки винта
Съемный обтекатель (фиг. 97) изготовлен из сплава АМцМ и отеп-
лен в передней части фетром для предохранения механизма втулки
винта от застывания. Этот обтекатель состоит из двух частей: заднего
диска 8, укрепленного на втулке винта, и съемной передней части 4,
представляющей собой конус с отверстием в, вершине и кольцом, 10 у
основания. На кольце 10, состоящем из трех частей, укреплено, 12 шты-
рей 9.
Храповик 6 закрепляется своим основанием на втулке винта.
. Съемная часть обтекателя надевается на винт так, что цилиндр
храповика проходит сквозь переднее отверстие конуса, а штыри 9 вхо-
дят в отверстия на диске 8. Крепление съемной части обтекателя осу-
ществляется с помощью гайки 2 и контргайки 1, навинчиваемых на ци-
линдр храповика и прижимающих переднюю часть обтекателя к непо,-
движной задней части. Контргайка 1 шплинтуется обычным шплинтом.
В обшивке съемной части кока имеются четыре контрольных отвер-
стия, проходящих также через отбортовку неподвижной части обтека-
теля. Одно отверстие диаметром 4 мм расположено несимметрично
относительно, лопасти; винта и служит для контроля за правильностью
надевания съемной части кока на втулку винта (цри надевании кока
отверстия, в деталях 4 и 8 должны совпадать).
Три других отверстия диаметром 8 мм служат для контроля за
правильностью, затяжки крепежной гайки 2. Совпадение этих отверстий
при затяжке гайки 2 указывает на то, что, штыри 9 зашли в гнезда
на заднем диске и кок надежно закреплен на втулке.
Эксплоатационные указания по коку винта
1. При установке съемной части обтекателя на винт затягивать
гайку 2 только специальным ключом.
Фиг. 97. Обтекатель втулки винта (кок винта).
1—контргайка; 2—затяжная гайка; 3—ключ; 4—съемная часть обтекателя;
5—контровое кольцо; 6—храповик; 7^-накладка; 8—задний диск; 9—штырь;
10—кольцо со штырями (приклепано к детали 4).
2. За правильностью и. достаточной степенью затяжки гайки сле-
дить по контрольным отверстиям в обшивке обтекателя. После совпа-
дения контрольных отверстий в обшивке съемного кока с расположен-
ными под ними отверстиями в отбортовке неподвижной части обтека-
теля затяжку гайки прекратить. Тем же ключом затянуть контргайку 1.
3. При затяжке гайки 2 категорически запрещается наращивать
плечо ключа с помощью трубы, так как излишне большими усилиями
при затяжке гайки можно повредить задний диск кока.
Всасывающий патрубок с воздушным фильтром
Всасывающий патрубок с воздушным фильтром представляет собой
агрегат, состоящий из собственно патрубка с заслонкой и. воздушного
фильтра, расположенного под фюзеляжем за всасывающим соплом па-
159
трубка. Всасывающий патрубок изготовлен из материала АМцМ тол-'
щиной 1,5 мм и делится на две части, из которых верхняя 1 (фиг. 98)?
присоединяется болтами к фланцу нагнетателя мотора, а нижняя 4
посредством обтекателя крепится винтами к обшивке капота. Обе.части,
патрубка соединены между собой хомутом 2 с фетровым уплотнением.
Нижняя часть патрубка 4 состоит из всасывающего сопла, направлен-
ного вперед по полету, и заднего ответвления, к которому примыкает
воздушный фильтр.
Между входным соплом и фильтром установлена заслонка 3 коры-
тообразной формы. При убранном шасси (в полете) заслонка открыта
и воздух поступает через всасывающее сопло по патрубку в нагне-
татель. Заслонка при помощи тяги и качалок, на оси управления, рас-
положенной на передней стенке патрубка, соединена тросовой провод-
кой 16 с правой ногой шасси.
При убранном положении ноги трос натянут и заслонка открыта.
При выпуске шасси трос ослабевает и возвратная пружина 14 повора-
чивает заслонку, которая перекрывает всасывающее^ сопло патрубка и
открывает доступ воздуха из фильтра. В этом случае воздух засасы-
вается нагнетателем мотора через воздушный фильтр.
Для уплотнения заслонка по контуру обшита кожей, а нижняя
часть сопла всасывающего патрубка имеет фетровую прокладку.
В каркасе фильтра расположены две фильтрующих секции 5 и 6.
Секция 5 имеет корытообразную форму и является съемной; она встав-
ляется в каркас фильтра снизу и крепится восемью винтами., Задняя
секция приклепана к обтекателю фильтра и может быть снята только
вместе с каркасом фильтра.
Фильтрующие секции состоят, в свою очередь, из дуралюминовых
каркасов, обтянутых тремя слоями сетки типа «Дельбаг»; наружные
слои сетки: — стальные, внутренний слой может быть или стальной или
алюминиевый.
В целях предохранения от случайного попадания мелких предме-
тов или деталей из полости капота через всасывающий патрубок в на-
гнетатель мотора внутренняя полость фильтра герметизирована от ка-
пота резиновой прокладкой И, а щель для качалки управления на
стенке всасывающего патрубка — парусиновым чехлом 8.
Примечание. На самолетах с № 1890101 по № 1890107, на которых
установка фильтров производилась в порядке доработки готовых самолетов,
фильтры имеют только 'одну съемную секцию и, следовательно, сопротивление
фильтров больше, чем на самолетах с двумя секциями фильтра.
Ввиду того что запас мощности нагнетателя у некоторых моторов
не может компенсировать полностью сопротивление фильтра с одной
секцией, на таких самолетах давление наддува на режиме форсажа
(при работе на стоянке с закрытой заслонкой) может быть ниже нор-
мального для форсажа (уменьшение достигает до 100 мм рт. ст.). При
взлете с форсажем с закрытой заслонкой всасывающего патрубка дав-
ление наддува нарастает при разбеге самолета вследствие подпора от
зоны повышенного давления, образующейся под фюзеляжем. К моменту
отрыва самолета давление наддува достигает обычно нормальной вели-
чины и таким образом используется полная мощность форсажа.
Эксплоатационные указания по воздушному фильтру
1, Необходимо следить за тем, чтобы заслонка патрубка в откры-
том положении (когда шасси убрано) своей задней стенкой составляла
продолжение задней стенки патрубка, не западая и не выступая из кон-
160
Самолет Ил-10
Фиг. 98. Всасывающий патрубок с воздушным фильтром.
о
1—верхняя часть патрубка; 2—стяжной хомут; 3—заслонка
патрубка; 4—нижняя часть патрубка; 5—съемная секция
фильтра; 6—задняя секция фильтра; 7—каркас фильтра с
обтекателем; 8—чехол герметизации; 9—кронштейн крепле-
ния боуденовской оболочки; 10—кронштейн на стойке шасси;
11—резиновая Прокладка герметизации; 12—скобы крепле-
ния прокладки герметизации; 13—двуплечий рычаг управле-
ния заслонкой; 14—пружина; 15—кронштейн крепления пру-
жины и боуденовской оболочки; 16—трос управления заслон-
кой; 17—ось рычага управления с качалкой; 18—тяга.
тура задней стенки, иначе возникнут потери напора и уменьшится вы-|
сотность самолета. 1
2. Необходимо, чтобы заслонка в закрытом положении (когда |
шасси выпущено) плотно перекрывала входное сечение всасывающего |
сопла, иначе при наличии щелей в патрубок будет попадать пыль. j
3. Кассету фильтра после каждого летного дня снять, промыть в 4
бензине, смочить в подогретом масле, вытереть наружную поверхность :3
сетки насухо и поставить кассету на место.
4. При демонтаже водяного радиатора фильтр, с обтекателем сни-
мать с самолета, при этом нижняя часть всасывающего патрубка с за-
слонкой должна оставаться на месте.
5. ВЫХЛОПНАЯ СИСТЕМА И ОБДУВ СВЕЧЕЙ
Выхлопная система мотора состоит из двенадцати отдельных реак-
тивных патрубков (фиг. 99). Площадь выхода каждого патрубка равна
26 см2, что соответствует примерно половине площади выхлопного окна
Фиг. 99. Выхлопная система и обдув
свечей.
Г—выхлопные патрубки; 2— заборник
системы заполнения нейтральным га-
зом; 5—защитный экран; 4—заборник,
воздуха для обдува задних свечей;
5—патрубок обдува передних свечей;
6—кронштейны крепления патрубка;:
7—подводка к свече мотора.
BttA noCTPFr,^ а
цилиндра (площадь выхлопного окна равна 50 см2). Первые пять па-
трубков с каждой стороны мотора одинаковы по размерам; последние
патрубки сделаны несколько длиннее с целью отведения выходного от-
верстия дальше от кромки выреза в обшивке капота. Патрубки сварены
из жароупорной стали ЭЯ1Т толщиной 1,5 мм.
На самолетах с № 1899128 и № 6410101 на заднем левом выхлоп-
ном патрубке устанавливается заборник системы заполнения бензоба-
162
ков. нейтральным газом. Заборник представляет собой трубку с растру-
бом на конце, сваренную из листовой жароупорной стали ЭЯ1Т тол-
щиной 1,5 мм. Трубка заборника вварена внутрь патрубка таким об-
разом, что раструб ее расположен против выхлопного окна мотора.
Наружный конец трубки заборника имеет штуцер под ниппельное со-
единение для подключения трубопровода системы нейтрального газа
(НГ).
Снизу под патрубками поставлены защитные экраны для предохра-
нения проводки к свечам. Экраны представляют собой пластины, про-
ложенные по всей длине блоков, непосредственно под патрубками и за-
крепленные шестью лапками под гайки крепления патрубков. Экраны
изготовлены из мягкой листовой стали толщиной 0,5 мм; со стороны
патрубков, к стальным пластинам экранов приклепан листовой асбест.
- Зазоры между выхлопными патрубками и кромками крышек об-
шивки капота закрываются дефлекторами из листовой стали толщи-
ной 1 мм. Дефлекторы — разрезные; верхняя половина их приклепана
к боковой съемной крышке капота, а нижняя — к боковой откидной
крышке.
Для охлаждения наружных свечей мотора под, защитные экраны
(с самолета № 1895119 и с № 6410101) подводится воздух: к передним
свечам при помощи патрубков, идущих от заборников передних боко-
вых крышек капота, а к задним — при помощи заборников-обтекателей,
установленных над отверстиями в боковых откидных крышках капота.
Эксплоатационные указания по выхлопной системе
В эксплоатации следить за тем, чтобы фланцы патрубков плотно
прилегали к выхлопным окнам блока мотора, в противном случае воз-
можно прогорание маслобаков от прорывающихся выхлопных газов.
6. СИСТЕМА ЗАПУСКА МОТОРА
Запуск мотора производится карбюрированной смесью, которая об-
разуется в пусковой камере насоса ПН-1 при смешивании бензина с
воздухом. Бензин для запуска забирается из заливного бачка, а воз-
дух поступает из рабочих баллонов воздушной системы. Запуск мотора
может быть осуществлен также одним сжатым воздухом. Из насоса
ПН-1 карбюрированная смесь или сжатый воздух поступает через зо-
лотниковые распределители мотора, в цилиндры и проворачивает вал
до возникновения вспышки. Рабочее давление воздуха, необходимое
для запуска, должно быть в пределах 30—50 ат. В теплое время года
или при запуске хорошо прогретого мотора зимой запуск может быть
осуществлен даже при давлении 12—15 ат.
Примечание. В летнее время при высокой температуре наружного воз-
духа запуск мотора карбюрированной смесью не рекомендуется. При высокой
температуре смазка за время стоянки мотора стекает со стенок цилиндров; кар-
бюрированная смесь в цилиндрах частично конденсируется и образующийся бен-
зин смывает остатки смазки; поэтому при первых оборотах мотора трение порш-
невых колец по сухим цилиндрам может вызвать задиры зеркала цилиндров.
Таким образом запуск карбюрированной смесью следует производить при
температуре окружающего воздуха от 0° G и ниже; при температуре воздуха
выше нуля и зимой, когда мотор перед запуском подогревается, запуск произво-
дить сжатым воздухом.
Система ВС-50 запуска мотора (фиг. 100) состоит из при-
водного. компрессора АК-50, баллонов сжатого воздуха 12, заливного
и*
163

бачка 8 (емкостью 1,75 л), вмонтированного в верхний бензиновый бак,
отстойника 2 (ФТ-1), автомата давления 4, пускового насоса 9 (ПН-В,
контрольного манометра 6 и трубопроводов. Трубопроводы системы
окрашены в черный цвет.
Примечание. На моторах АМ-42 вместо АК-50 могут быть установлены
компрессоры АК-75, которые обладают большей производительностью, чем АК-50.
Никаких изменений в системе запуска в связи с заменой компрессора не тре-
буется Производить.
Приводной компрессор АК-50 или АК-75, установленный под ре-
дуктором мотора, охлаждается воздухом при помощи патрубка 17.
Воздух из компрессора 7, установленного на моторе, проходит по
трубкам сечением 6X8 мм через фильтр-отстойник 2, где очищается
от механических примесей, водяных паров и масла, и попадает в авто-
мат давления 4 (АД-50). Далее воздух через перекрывной кран 5 по-
ступает в бортовые рабочие баллоны 12. При достижении в баллонах
давления 50 ат автомат давления переводит компрессор на холостой
ход, и воздух из компрессора через специальный штуцер в автомате 4
уходит в атмосферу. Для контроля давления в системе воздухопровода
имеется манометр 6 на 60 ат.
На самолетах по № 1890113 манометр установлен на добавочной
панели под приборной доской с правой стороны, а на самолетах с
№ 1890414 и с № 6410101 устанавливается на левом пульте кабины
пилота.
Запуск мотора сжатым: воздухом или карбюрированной смесью, а
также и заливка топлива в патрубки мотора производятся пусковым
насосом 9. Насос соединен бензопроводом с заливным бачком 8,
смонтированным в верхнем бензобаке, и с тройником зашприцовки на
моторе.
Перед запуском мотора перекрывной кран 5 должен быть обяза-
тельно открыт. При открытии пускового крана на насосе ПН-1 воздух
или карбюрированная смесь по воздухопроводу подводится к распреде-
лителю смеси на моторе, связанному с коленчатым валом двигателя.
Распределитель смеси последовательно в порядке работы цилиндров
открывает доступ сжатому воздуху к цилиндрам в моменты, когда пор-
шень в них начинает рабочий ход.
Распределитель смеси на моторе соединен с цилиндрами воздухо-
проводными трубками. Сжатый воздух поступает в цилиндры через
автоматические клапаны.
Перед запуском мотора впрыскивают, действуя вручную пусковым
насосом 9, небольшое количество топлива во всасывающий трубопровод,
откуда оно при открытии впускных клапанов попадает в цилиндры. От-
крывая пусковой кран на ПН-1, подают сжатый воздух, после чего,
нажимая на кнопку вибратора, приводят в действие пусковое зажига-
ние.
Сжатый воздух сообщает начальный импульс коленчатому валу;
одновременно пусковой вибратор дает искру и воспламеняет смесь,
после чего мотор начинает работать под давлением газов, являющихся
продуктом сгорания смеси сжатого воздуха с пусковым топливом. После
того как коленчатый вал разовьет достаточную скорость вращения,
включаются в действие карбюраторы и рабочие магнето; в результате
чего мотор начинает работать нормально. Д в а б а л л она сжатого
воздуха 12 (см, фиг. 100) емкостью по 12 л устанавливаются в хво-
стовой части фюзеляжа между рамами № 3 и 5.
165
Для наполнения баллонов; системы запуска и шасси от аэродром-1
кого баллона внутри фюзеляжа у левого борта на раме № 4 установлен
стандартный зарядный штуцер 16.
Фильтр-отстойник (ФТ-1) расположен в низшей точке си-
стемы и служит для сбора конденсата, скапливающегося в трубопро-
воде.
Автомат давления АД-50
На фиг. 101 показана конструкция автомата и принципиальная схе-
ма его работы. Воздух, подаваемый приводным компрессором АК-50,
проходит через сетку 24 фильтра и боковой канал А к игле автомата 8
и, отжимая клапан 23, идет по- каналу Б в бортовые баллоны. Внутрен-
няя цилиндрическая полость автомата закрывается поршнем 9 с рези-
новой манжетой 20. На наружном штоке поршня имеется буртик 19,
служащий для поворота рычага 18, и, полое цилиндрическое гнездо 17,
в котором помещены две регулировочные пружины (наружная 16 и
внутренняя 15), отрегулированные на 50 ат.
При повышении давления в системе до 50 ат поршень 9, преодоле-
вая силу пружин 16 и 15, начинает перемещаться по цилиндру корпуса
автомата и поворачивать рычаг 18 по часовой стрелке; другой конец
рычага, поворачиваясь, перемещает шток фиксатора 5. При совпадении
оси штока фиксатора 5 и рычага 18 последний займет неустойчивое
положение относительно штока фиксатора. Такое положение соответ-
ствует давлению- 50 ат и достигается регулированием пружин 15 и 16
путем подтягивания заглушки 14. При дальнейшем повышении давле-
ния рычаг 18 будет быстро повернут по часовой стрелке силой пру-
жины штока фиксатора 5. Одновременно будет повертываться игла 8,
входящая своими плоскими гранями в гнездо рычага 18, находящееся
в центре вращения рычага.
Игла 8, имеющая девятизаходную- резьбу, при повороте рычага 18
вывертывается из гайки 27 и открывает канал А, по которому воздух,
подаваемый приводным компрессором, получает свободный выход в
атмосферу, и- компрессор переводится на холостой ход. При понижении
давления в баллонах после запуска двигателя понижается также дав-
ление и в- корпусе, автомата. В этот момент пружины- 15 и 16 начинают
двигать поршень 9 внутрь корпуса и поворачивать рычаг 18 в обрат-
ную сторону, возвращая его в исходное положение. Игла 8 под дей-
ствием силы пружины закрывает канал А и компрессор снова начинает
наполнять баллоны.
Эксплоатационные указания по автомату АД-50
При эксплоатации автомата необходимо следить, чтобы фильтр 24
и клапан 23 не забивались окалиной, оставленной случайно- в трубо-
проводе, или масло-м из компрессора, и чтобы соединения не пропускали
воздуха.
Кроме того, необходимо проверять регулировку автомата. При от-
казе в подаче воздуха в баллоны через автомат, или утечке и нару-
шении регулировки необходимо устранить эти дефекты согласно ин-
струкции. по эксплоатации. ВС-50.
Пусковой насос ПН-1
Пусковой насос ПН-1 служит для заливки в цилиндры мотора бен-
зина и для запуска мотора карбюрированной смесью или сжатым воз-
духом. Пусковой насос (фиг, 102) представляет собой сдвоенный агре-
166
Фиг. 101. Автомат давления АД-50.
1—2—3—соединительные гайки; 4—направляющая пробка фиксатора; 5—шток
фиксатора; 5—(пружина фиксатора; 7—ролик фиксатора; 8—игла; 9—поршень;
10—шайба; 11—пружина возвратного клапана; 12—корпус ’возвратного клапа-
на; 13—штуцер воздушной проводки; 14—заглушки пружины; 15—-пружина вну-
тренняя; 16—пружина наружная; 17—уплотнительное гнездо; 18—рычаг; 19—
упорный буртик; 20—резиновая манжета; 21—пружина поршня; 22—тарелка
пружины поршня; 23—возвратный клапан; 24—сетка фильтра воздушного кла-
пана; 25—-втулка пружины иглы; 26—пружина иглы автомата; 27—гайка иглы;
28—прижимная планка втулки пружины.
167
гат в'одной алюминиевой отливке, состоящий из пусковой камеры и на-
соса, сообщающихся между собой. В верхней части пусковой камеры 4
расположен распылитель (фиг. 103), снабженный жиклером 2 и экра-
ном 7, в котором имеются калиброванные отверстия «О».
Все детали распылителя ввертываются в корпус диффузора 6. Во
избежание засорения на конце трубки жиклера 1 расположен фильтр 5.
Фиг. 102. Пусковой насос ПН-1.
1—насос; 2—штуцер запуска
(воздухом или карбюрирован-
ной смесью); 3—пусковой кран;
4—пусковая иамфа; 5—руко-
ятка распределителя; 6—шту-
цер наполнения; 7—штуцер
впрыска.
Фиг. 103. Распылитель.
1—трубка жиклера: 2—жик-
лер!; 3—распылитель левый;
4—штуцер распылителя; 5—
распылитель правый; 6—диф-
фузор; 7—экран; 8—проволо-
ка; 9—сетчатый фильтр; 10—
шпилька.
Схема работы насоса ПН-1 представлена на фиг. 104, где после-
довательно показан процесс запуска мотора, включающий следующие
четыре положения:
I. Всасывание (наполнение цилиндра насоса бензином).
II. Наполнение (пусковой камеры бензином).
III. Впрыск.
IV. Запуск.
Всасывание. Для запуска мотора повернуть распределитель-
ный кран 6 до упора в направлении, указанном стрелкой и
надписью «Всасывание». Поднять плунжер 1 вверх. Бензин, вследствие
создавшегося разрежения, проникнет из заливного бачка в цилиндр 2
по трубке 7 через открывшийся клапан впуска 5 штуцера 4 по каналу а
и канавке б золотника 8 и каналу в.
168

Фиг. 104. Схема работы пускового насоса ПН-1.
1—плунжер; 2—цилиндр насоса; 3—'клапан; 4—штуцер; 5—клапан впуска; 6—
распределительный кран; 7—бензопровод от заливного бачка; 8—золотник; 9—
пусковая камера; 10—трубопровод заливки; 11—винтовой распылитель; 12—
жиклер; 13—диффузор; 14—трубопровод к распределителю! на моторе; 15—пу-
сковой кран; 16—экран; 17—трубка, подводящая воздух.
169
Наполнение. После наполнения цилиндра 2 бензином присту-]
пить к наполнению пусковой камеры 9 при неизменном положении рас-|
пределительного крана 6, для чего плавно опустить плунжер 1 вниз.?
Под давлением плунжера бензин из цилиндра 2 устремится в пусковую
камеру 9 через канал Г, открыв, клапан 3 и одновременно закрыв кла-
пан 5.
Для полного заполнения пусковой камеры (что необходимо зимой
в условиях низких температур) требуется произвести восемь прокачи-
ваний насосом.
Впрыск. После наполнения пусковой камеры 9 нужно наполнить
цилиндр насоса бензином, поднимая вверх плунжер. После этого по-
вернуть распределительный кран 6 до упора в направлении стрелки с
надписью «Впрыск». При этом канал в окажется соединенным через
канавку б золотника 8 с каналом д и трубкой 10 заливной магистрали
мотора. Таким образом при опускании плунжера 1 будет произведена
заливка мотора. При холодном моторе впрыск повторить 2—3 раза.
Запуск. Открыть кран пуска 15. При этом сжатый воздух из
бортового баллона по трубке 17 и каналу е поступает через отверстие
«О» экрана 15 в пусковую камеру 9 и. диффузор-распылитель 13. В диф-
фузоре воздух проходит с большой скоростью через отверстие ж и за-
зор в диффузоре и создает разрежение у жиклера 12. Под действием
давления сжатого воздуха в камере 9 и разрежения в диффузоре, бен-
зин фонтанирует из жиклера, образуя в. диффузоре богатую смесь бен-
зина с воздухом. На выходе из диффузора имеются два винтовых рас-
пылителя 11 с правой и левой накаткой (см. 3 и 5 на фиг. 103), которые
обеспечивают хорошее распыливание смеси бензина с воздухом.
Таким образом для запуска мотора при помощи ПН-1 необходимо
произвести следующие операции:
а) накачать топливо в пусковую камеру насоса;
б) зашприцевать топливо во всасывающие патрубки мотора;
в) открыть пусковой воздушный кран и произвести запуск мотора.
После запуска мотора пусковой кран тщательно закрыть.
Примечание. Рукоятка распределительного крана на ПН-1 в момент
запуска остается в положении «Впрыск».
В летнее время и при горячем моторе, как было указано выше,
рекомендуется запускать мотор чистым сжатым воздухом; в этом слу-
чае топливо в пусковую камеру насоса не- накачивается.
Газовый запуск мотора
Самолеты Ил-10 с № 1890116 и с № 6410101 оборудованы установ-
кой под газовый запуск мотора (фиг. 105).
Газовый запуск мотора по способу, разработанному ЛИИ МАП,
применяется при минусовых (до —25” С). температурах наружного воз-
духа и заключается в том, что во всасывающую систему холодного мо-
тора во время проворачивания его коленчатого вала сжатым воздухом
(не карбюрированной смесью) вводится горячая бензиновая газопаро-
вая смесь, получаемая от переносного аэродромного генератора F-1.
Оборудование для газового запуска мотора состоит из бортового
штуцера, установленного на специальном кронштейне, закрепленном на
шпильках маслопомпы мотора, и штуцера на всасывающей трубе мо-
тора за нагнетателем. Оба штуцера соединены между собой стальной
или медной трубкой сечением 8X6 мм..
170
Генератор газа Г-1 представляет собой агрегат, состоящий из лам-
пы АПЛ-1 и змеевика для крекиигования бензина, поступающего во
всасывающую систему мотора. При запуске конец трубки змеевика под-
Фиг. 105. Схема оборудования для газового запуска мотора.
1—трубка сечением 8X6 мм; 2—штуцер подвода газовой смеси к всасы-
вающей трубе мотора; 3—штуцер подвода воздуха к бензопомпе БНК-10;
4—штуцер для подключения газогенератора; 5—пробка; 6—шпильки крепле-
ния кронштейна.
ключается к нижнему .штуцеру трубки газового запуска на самолете и
таким образом газопаровая смесь подводится ко всасывающей системе
мотора.
Эксплоатационные указания по системе запуска
Зарядка баллонов запуска от аэродромного баллона
Аэродромный баллон присоединить зарядным шлангом (прилагае-
мым к самолету) к штуцеру 16 внутри фюзеляжа (см. фиг. 100), пред-
варительно открыв бортовой люк и сняв заглушку со штуцера. Открыть
соединительный кран 14 системы запуска и шасси.»
Когда давление в наполняемом баллоне достигнет 50 ат по мано-
метру (что обычно определяется на слух по характерному звуку вы-
пускаемого редуктором воздуха), закрыть вентиль аэродромного бал-
лона. Закрыть соединительный кран 14. Отъединить зарядную трубку.
Поставить заглушку на место.
171
Примечания. 1. Перед зарядкой проверить аэродромный баллон; убе-
диться в том, что в нем нет воды. Для этого повернуть баллон вентилем книзу
и выпустить немного воздуха. Если в баллоне есть вода, то ее сразу начнет
выбрасывать. Баллон, внутри которого имеется много воды с грязью, к эксплоата-
ции не допускать.
2. Следить за тем, чтобы вода не попала в трубопровод системы запуска,
так как она может замерзнуть.
Зарядка баллонов запуска от баллона шасси
Открыть запорный кран 10 (см. фиг. 100) баллона шасси и соеди-
нительный кран 14 системы запуска и шасси.
Наполнить баллон до давления 50 ат, наблюдая за показаниями
контрольного манометра.
Закрыть соединительный! кран 14.
Закрыть запорный кран 10.
Эксплоатации системы запуска
1. Заливной бачок заполнять зимой и летом пусковым краснодар-
ским бензином (ПКБ) или пусковым грозненским бензином (ПГБ) с
примесью 10—15% масла во избежание смывания смазки со стенок ци-
линдра.
2. Поршень бензинового насоса ПН-1 смазывать 'касторовым ма-
слом или глицерином, заполняя1 им чашечку, окружающую шток поршня.
В случае пропускания бензина из-под набивки бензинового насоса
подтягивать гайку сальника.
3. После летного дня сливать конденсат из отстойника 2 (см.
фиг. 100) и. баллона (открыть сливной кран 7).
4. В целях предохранения от утечки воздуха из рабочих баллонов
после остановки мотора закрывать перекрывной кран 5.
5. Через каждые 20 час. работы мотора осматривать и- в случае
необходимости вновь набивать сальник бензинового- насоса, применяя
бензостойкую пасту БУ.
6. В летнее время через каждые 50 час. работы мотора продувать
всю систему запуска.
Bl зимнее время продувать систему не реже двух раз в месяц.
7. СИСТЕМА ПИТАНИЯ МОТОРА ТОПЛИВОМ
Общая емкость бензосистемы составляет 730 л, в том числе емкость
верхнего- бака—430 л, емкость нижнего бака — 295 л; остальные 5 л
заполняют фильтр и трубопроводы. Оба бака постоянно соединены
между собой гибким шлангом с внутренним диаметром 32 мм.
Топливо поступает из нижнего- бака по питающему трубопроводу 9
(фиг. 106) сечением 22X 20- мм через пожарный бензо-кран 8 к стандарт-
ному фильтру 6, установленному внутри капота на литом кронштейне.
Из фильтра топливо всасывается по трубопроводу насосом БНК-10 и
нагнетается в- карбюраторы.
Присоединение трубопроводов к бензофильтру и насосу БНК-Ю
произведено- на самолетах с № 1890’101 до № 1894906 следующим об-
разом: трубопровод, идущий от пожарного крана, присоединен к верх-
нему штуцеру; в боковой штуцер бензофильтра и в штуцер насоса
БНК-10 ввернуты на резьбе переходники с законцовкой под дюритовое
соединение. Указанные переходники соединены между собой дюрито-
вым шлангом, внутри которого для предохранения дю-рита от непосред-
ственного- действия бензина вставлена алюминиевая втулка.
172
С самолетов- № 1895007 и № 6410101 с целью увеличения гибкости
и улучшения качества соединения бензиновый фильтр отодвинут назад
по полету, а трубопровод, идущий от пожарного крана, подведен к бо-
ковому штуцеру фильтра. От верхнего1 штуцера фильтра к насосу
БНК-Ю проложен гибкий шланг с внутренним диаметром 20 мм.
Дренажная система состоит из трубки 12, соединяющей верхний и
нижний баки, и трубки 15, которая сообщает систему или с атмосферой,
пли, как это сделано на самолетах с № 1890128 и № 6410101, с систе-
мой заполнения бензобаков нейтральным газом. В последнем случае
трубка 15 соединяется с трехходовым краном, установленным в кабине
пилота с левой стороны за пультом. Конец трубки, сообщающей баки
с атмосферой, выведен под фюзеляж и имеет косой срез, направленный
против потока. В верхнем баке от штуцера, соединенного с дренажной
трубкой 15, проведена внутри трубка к выколотке под заливную гор-
ловину; конец этой трубки занимает высшую точку бензосистемы в
трехточечном положении самолета. Сечение дренажных трубок
15X13 мм.
Для контроля за количеством топлива в верхнем и нижнем баках
помещены датчики электрического бенвиномера СБЭ-1080 или
СБЭ-1086; указатель бенвиномера установлен на приборной доске, а
выключатель — на электрощитке в кабине пилота. Во все время ра-
боты бензосистемы указатель на доске приборов- показывает сум-
марное количество бензина в обоих баках. При стояночном (трех-
точечн-ом) положении самолета количество бензина в- баках контроли-
руется по плексигласовым шкалам на датчиках, имеющих тарировку:
от 0 до 250 л на датчике нижнего бензобака и от 300 до 700 л — на
датчике верхнего бензобака, что соответствует диапазону возможных
показаний бензиномера при трехточечном положении самолета.
Для контроля за работой системы питания в корпусе трехстрелоч-
ного индикатора смонтирован бензиновый манометр 2. Рабочий штуцер
манометра соединен с нагнетающим бензопроводом (за насосом
БНК-10), а компенсационный штуцер с пространством всасывающей
системы мотора перед карбюраторами (за дроссельной заслонкой).
Манометр показывает давление перед карбюраторами. Во избежа-
ние повреждений от возможных вибраций трубопровод около прибора
изогнут по, спирали.
Заливка системы топливом производится через горловину 18.
Рядом с основной заливной горловиной расположена пробка 17
для заправки заливного бачка. Для сбора и отвода перелитого топли-
ва около горловины и пробки сделана общая чаша — воронка co-
сливной трубкой 3, выведенной вниз наружу.
Топливо! сливается через сливной кран 7 диаметром 13 мм на филь-
тре и сливной кран 16 диаметром 42 мм на нижнем баке.
Конденсат и грязь сливаются через эти же краны.
Сливной кран нижнего бака открывается специальным ключом.
Все трубопроводы системы питания окрашены в желтый цвет.
В передней и задней частях горизонтальной трубы подвода воздуха
к карбюраторам |(на моторе) имеются отводы, к которым подключаются
трубки слива конденсата 21. Трубки — алюминиевые сечением 6X4 мм;
концы трубок выведены наружу за капот.
Для контроля за режимом работы мотора измеряется давление на
всасывании ра, для чего на всасывающих патрубках мотора над каж-
дым карбюратором имеются штуцеры, объединенные общим трубопро-
173

5 g ч
ffl з
is s ?
3
s
□ »s
3 .. 3
TO 5S
щ О -> —
К m W о
* s
« TO

водом. К этому трубопроводу подключается через
штуцер трубка сечением 6X4 мм, идущая к мано-
вакуумметру 1.
От точки подключения трубка направлена впе-
ред (по полету) и в. передней части согнута петлей,
причем верхняя точка петли расположена выше точ-
ки подключения. От верхней точки петли трубка под-
ведена к прибору на приборной доске. Петля на
трубке не позволяет конденсату проникать в прибор,
что предохраняет последний от порчи.
Детали системы питания топливом
Бензобаки
Оба бензобака изготовлены из листов сплава
АМцМ посредством газовой и точечной электросвар-
ки и протестированы. По форме и размерам баки от-
личаются от серийных металлических баков самолета
Ил-2, но конструктивные элементы баков Ил-10 ана-
логичны элементам баков Ил-2.
Верхний бензобак (фиг. 107) расположен перед
кабиной пилота над передним лонжероном центро-
плана.
Бензобак опирается на специальную раму с дву-
мя деревянными кронштейнами 15, закрепленную на
переднем лонжероне центроплана. Четырьмя лентами
11, 12, 13 и 14 бак притянут к опоре и удерживается
от смещений. Натяжение лент регулируется танде-
рами.
Бак состоит из обичайки, днищ и перегородок
с отбортованными отверстиями облегчения. В перед-
ней части бензобака помещен заливной бачок для
пускового бензина. К основному баку заливной бачок
крепится при помощи двух штуцеров — заливного и
заборного; штуцеры приварены к заливному бачку
и к основному баку. Сверху на обичайке бензобака
расположен датчик бензиномера СБЭ-1080 или
СБЭ-1086 (поплавок которого ходит в плоскости, па-
раллельной плоскости винта самолета), заливная гор-
ловина и пробка заливного бачка. На заднем днище
вверху помещены два штуцера. К одному из них
присоединяется дренажная трубка нижнего бака, а
к другому — дренажная трубка, соединяющая бак с
атмосферой. От этого штуцера внутри бака прове-
дена вперед трубка к наиболее высокой точке бака.
Внизу бака расположен штуцер для присоединения
гибкого соединительного шланга, сообщающего верх-
ний бак с нижним. Конструкция, заливной горловины
и пробки заливного бачка, установленных на верх-
нем баке, показаны на фиг. 108. Обичайки бака и
днища выполнены из материала толщиной 1,5 мм,
перегородки — из материала толщиной 1 мм.
(Передней часть верхнего бензобака ;(до рамы
№ Г фюзеляжа) сверх протектора покрыта асбестом
175
и, кроме того, переднее днище его отделено от мотора специальным
металлическим экраном.
Нижний бензобак расположен под, полом кабины пилота у заднего
лонжерона и опирается на нижний броневой лист через деревянные
седла и фанерную подкладку. Под бак в местах опор подложен войлок.
К опорам бак притянут тремя лентами, имеющими тандеры для за-
тяжки.
Крепление бана
Фиг. 107. Верхний бензобак.
1—штуцер дренажной трубки от нижнего бензобака; 2—дренажная трубка;
3—скоба металлизации; 4—датчик бензиномера; 5—заливная горловина; 6—
трубка для слива перелитого топлива; 7—пробка заливного бачка; 8—ча-
ша заливной горловины; 9—штуцер заливного бачиа; 10—штуцер соедини-
тельного трубопровода (к нижнему бензобаку); //—передняя лента (кре-
пится к броне); 12—средняя лента (крепится к раме); 13—задняя лента (кре-
пится к броне); 14—нижняя лента (крепится к броне); 15—опорные дере-
вянные кронштейны; 16—-ремонтный люк.
Обичайка бака и днище выполнены из материала АМцМ толщиной
1,5 мм, а все четыре перегородки — из того же материала толщиной
1 мм. Перегородки имеют отбортованные отверстия облегчения.
На верхней обичайке помещены штуцеры всасывающего трубопро-
вода, соединительной дренажной трубки и соединительного шланга. Там
же находится датчик бензиномера. Снизу расположен сливной кран.
Пожарный кран
П о ж а р н ы й кран (фиг. 109) устанавливается на правой стенке
капота; кронштейн крана крепится двумя болтами вместе с петлей от-
кидной крышки. В бензопровод кран включен перед фильтром 6 (см.
фиг. 106).
176
ОбИЧЯЙКЯ 5ЯКР
Фиг. 108. Заливная горловина.
/—пробка заливного бачка; 2—чаша; 3—крышка; 4—корпус горловины; 5—
болты; 6—траверса; 7—прокладка; 8—пробковые прокладки; 9—резиновый
валик.
Фиг. 109. Установка пожарного крана.
1—пружина; 2—рычаг управления краном; 3—клапан; 4—сальник; 5—-шту-
цер; 6— затяжная гайка сальника; 7—корпус крана.
12 Самолет Ил-10 угу
Бензофильтр
Бензофильтр (фиг. НО) установлен на профиле каркаса капота.
На период, зимней эксплоатации участок трубопровода от бензо-
фильтра к насосу и дюрит на трубе подвода бензина к фильтру должны
быть изолированы шнуровым асбестом во избежание повреждений при
подогреве.
Фиг. ПО. Установка бензофильтра.
Эксплоатационные указания по бензосистеме
1. Давление бензина по манометру должно быть в следующих пре-
делах:
а) на режимной работе 0,30—0,45 ат;
б) на малом газе не ниже 0,2 ат.
При резком изменении режима работы мотора следить за пока-
заниями бензинового манометра.
2. Перед запуском мотора сливать конденсат из фильтра и нижнего-
бензобака через сливные краны (в количестве 1,5—2 л).
3. Сетку фильтра чистить через каждые 10 час. работы мотора.
При замене сальника пожарного крана следить за тем, чтобы при
закрытом кране между ручкой и гайкой сальника был зазор 3—5 мм,
необходимый для плотного запирания крана.
Демонтаж бензобаков
Верхний бензобак. Для снятия верхнего бензобака необхо-
димо:
1. Снять крышку верхнего люка фюзеляжа, предварительно отвер-
нув винты по' ее контуру.
2. Отъединить бензиновый, дренажный и сливной трубопроводы,
электропроводку датчика бензиномера и жгуты металлизации.
3. Освободить тандеры лент.
4. Дынуть бензобак вверх.
178
Нижнийбензобак. Для снятия нижнего бензобака необхо-
димо:
1. Отъединить заборный трубопровод.
2. Отъединить дренажный трубопровод и гибкий шланг соединения
с верхним баком.
3. Отъединить электропроводку датчика бензиномера.
4. Снять перегородку заднего туннеля и отсоединить верхние листы
туннелей от бронелиста, отвернув, болты.
5. Снять нижний броневой лист вместе с баком, отвернув винт по
контуру.
Система заполнения бензобаков нейтральным газом
На самолетах Ил-101 с № 1890128 и № 6410101 монтируется система
заполнения бензобаков нейтральным газом от выхлопа мотора
(фиг. 111).
Система заполнения подключена к дренажной трубке верхнего бен-
зобака при помощи трехходового крана, расположенного в кабине пи-
Вид по стрелке Д
Схема работы крана
Фиг. 111. Система заполнения бензобаков нейтральным газом.
1—выхлопной патрубок с заборником паза; 2—первый конденсатор; 3—
фильтр-отстойник; 4—второй конденсатор; 5—трехходовой кран.
лота. Кран имеет два фиксированных положения, обозначенных на спе-
циальном трафарете стрелками и надписями «заполнение» и «в атмо-
сферу». При помощи крана бензобак может быть сообщен по желанию
пилота или с системой заполнения, или с атмосферой.
Для отбора выхлопных газов внутри заднего выхлопного патруб-
ка 1 с левой стороны по полету вварен заборник из жароупорной стали
марки ЭЯ-1Т, от которого газ по стальной трубке идет к конденсатору 2,
расположенному в разъеме крыла с левой стороны по полету. От кон-
12* 179
денсатора 2 газ направляется к фильтру 3, установленному в центро-
плане, в пространстве, образованном стенкой заднего лонжерона, стен-
кой второй нервюры и кожухом" колеса. Из фильтра газ попадает в
конденсатор 4, расположенный над конденсатором 2, откуда направ-
ляется уже к трехходовому крану в кабине пилота, а через кран —
в верхний бензобак.
Конденсаторы 2 и 4 и фильтр 3 предназначены для конденсиро-
вания водяных паров, имеющихся в выхлопных газах, а также Для очи-
щения газов от примеси сажи. Конденсаторы (фиг. 112) представляют
собой цилиндры из материала' ЛМгМ, внутри которых вварены пере-
городки. В донышки цилиндров, вварены штуцеры под дюритовые со-
единения.
Действие конденсаторов' основано на том, что проходящие газы,
последовательно расширяясь в отсеках между перегородками, охлаж-
Фиг. 112. Конденсаторы.
1—штуцеры; 2—корпус конденсатора; 3—-кронштейн; 4—перегородки.
даются и. содержащиеся в них пары выпадают в виде конденсата. Кон-
денсаторы и трубопроводы от конденсаторов к фильтру смонтированы
с уклоном в сторону фильтра, чем обеспечивается сток конденсата в
отстойник фильтра.
Фильтр (фиг. 113) состоит из стального корпуса 3 со штуцерами /
и 2 подвода и отвода газов и отстойника 9, примыкающего к корпусу
снизу. Отстойник крепится при помощи подвижной дужки 12 с шари-
ком, на который опирается регулируемая винтовая опора 13 в донышке
отстойника. Вывинчиванием опоры достигается плотное прижатие от-
стойника к корпусу фильтра. Для герметизации в профилированное
кольцо на кромке отстойника вложено резиновое уплотняющее кольцо 8,
смазанное пастой «Герметик».
В корпусе фильтра помещена сетчатая коробка 4, заполненная
стальными трубочками сечением 8X6 и длиной 8 мм (так называемы-
ми кольцами Рашига); трубочки смазаны минеральным висциновым
маслом и являются основным фильтрующим элементом системы.
Фильтрующая коробка 4 опирается на шайбу 6 и на фланец ко-
нуса 10, который удерживается пружинистым распорным кольцом 7
в корпусе фильтра. В нижней точке отстойника фильтра 9 имеется
сливной кран 11, служащий для слива конденсата.
Трубопроводы системы заполнения от выхлопного патрубка до кон-
денсатора 2 (см. фиг. 111)—стальные сечением 22X20 мм. Соедине-
ния трубопроводов, на этом участке — резьбовые (ниппельные). Осталь-
ные трубопроводы системы — из трубок АМгМ сечением 22X20 мм,
180
а соединения их — дюритовые. Все агрегаты и трубопроводы системы
заполнения окрашены в красный цвет, за исключением крана в кабине
и трубопровода от заборника до конденсатора 2.
Для доступа к фильтру в левом кожухе колеса шасси устроен лю-
чок с крышкой на петлях. В'низу под фильтром в обшивке центроплана
также устроен лючок, закрывающийся крышкой на шурупах; в крышке
просверлено отверстие для стока сливаемого из фильтра конденсата
Фиг. 113. Фильтр нейтрального газа.
1—штуцер входа; 2—штуцер выхода; 3—корпус фильтра; 4—коробка фильт-
ра; 5—кольца Рашига; 6—опорная шайба; 7—контровочное кольцо; 8—уплот-
няющая резиновая прокладка; 9—отстойник; 10—'конус; 11—сливной кран;
12—дужка с опорным шариком; 13— опорный затяжной винт.
Доступ к дюритовым соединениям конденсаторов осуществляется путем
снятия участков, стыковочных лент в разъеме крыла между лонжеро-
нами, сверху или снизу (по необходимости).
Для предохранения элементов самолетной проводки от теплового
воздействия трубопроводов системы заполнения на участке мотоотсека
монтажные зазоры между трубопроводом системы и трубопроводами
масло- и бензооистем должны быть не менее 15—20 мм.
Кроме того, участки масло- и бензопроводки, расположенные вбли-
зи от напревающего участка трубопровода системы НГ, экранируются
путем обмотки шнуровым асбестом на длине 100—200 мм. Асбестовая
экранировка проводки бензо- и маслооистем должна сохраняться В’ те-
чение всего времени эксплоатации как зимой, так и летом.
181
Краткие указания по эксплоатации системы НГ
<1. Для предохранения системы от излишней нагрузки рекомен-
дуется вне боевой обстановки отключать системы1 при помощи крана
в кабине пилота, поставив кран в положение «в атмосферу».
2. При заправке самолета топливом кран системы НГ в кабине
должен быть поставлен в положение «в атмосферу».
3. После каждого полета слить конденсат из отстойника фильтра,
для чего открыть лючок в куполе шасси и открыть кран отстойника.
Сток жидкости, вытекающей из крана, должен происходить через от-
верстие в. нижнем лючке на обшивке центроплана.
4. Через каждые 10—15 час. эксплоатации системы производить
очистку фильтрующего элемента, для чего необходимо: снять отстойник
фильтра, вынуть фильтрующую коробку с кольцами Рашига, промыть
кольца и коробку в керосине или бензине и смазать путем погружения
в минеральное висциновое масло или веретенное масло № 3 ГОСТ
1837-42.
5. Через каждые 20 час. эксплоатации системы необходимо вы-
нуть пробку из крана системы НГ в кабине, осторожно протереть проб-
ку и внутреннюю поверхность корпуса чистой мягкой ветошью или
замшей, смазать пробку крана тонким слоем пасты БУ и поставить ее
на место.
6. Через каждые 30 час. эксплоатации системы производить пол-
ный тщательный осмотр и подтягивание хомутов всех дюритовых соеди-
нений системы, для чего снимать стыковочную ленту левого разъема
Крыла на участке от носка до заднего- лонжерона (сверху и снизу) и
задние листы обшивки купола шасси.
Выявленные при осмотре поврежденные или сильно потрескавшиеся
дюриты подлежат замене.
8. МАСЛОСИСТЕМА САМОЛЕТА
-В- маслосистеме имеются два маслобака емкостью каждый по 47 л
и пеногасительный бачок емкостью 10 л.
Для смазки мотора АМ-42 применяется масло- марки МК и МС,
как в летних, так и в зимних условиях. В- зимних условиях, кроме того,
разрешается применять масло марки МЗС.
Масло из правого бака 2 (фиг. 114) и левого- бака 27 (в одинако-
вой мере) по соединительной трубе 26 поступает самотеком в питаю-
щий штуцер 29, приваренный.в нижней части трубы 26, и дальше через
патрубок входящего масла 30 направляется к нагнетающей ступени
маслопомпы, которая нагнетает масло в систему смазки мотора. Отра-
ботанное масло из мотора откачивается тремя ступенями моторной
маслопомпы и выходит с левой стороны по полету в патрубок 23. Даль-
ше оно по трубе 21 поступает в маслофильтр 9, оттуда по трубам 11
и Тб в сотовый радиатор 18, расположенный позади мото-ра за первым
лонжероном центроплана в специальном туннеле. Из масло-радиатора
масло по трубам. 15 и 19 направляется к тройнику 10, равноудаленному
от обоих баков. Из тройника масло, равномерно распределяясь по тру-
бам 7 и 20, поступает в правый и левый маслобаки.
Система смазки имеет две линии дренажа: через пеногасительный
бачок и через суфлер мотора.
Маслобаки соединены дренажной трубкой 3, от которой трубка 4
идет к пеногасительному бачку 5. Из бачка 5 выведена дренажная
182
трубка 8, которая на самолетах по № 1890133 выведена через нижнюю
часть капота в атмосферу, а на самолетах с № 1890134 и № 6410101 —
протянута в центроплан, где через обшивку последнего выведена в ат-
мосферу. Трубка 28 соединяет дренажную систему маслобаков с кар-
тером редуктора через сливную маслогрубку на моторе, а через суфлер
/ — с атмосферой.
Суфлерная трубка 1 на редукторе мотора служит одновременно и
для заливки масла при заправке сухой маслосистемы. Для предохране-
ния от попадания случайных предметов эта трубка снабжена съемной
сеткой.
Образующаяся в. маслосистеме пена попадает по дренажным труб-
кам частично в картер редуктора, частично' в бачок пеногасителя 5, где
происходит конденсация масла. Из бачка 5 оседающее масло стекает
по трубке 6 обратно в бак.
Заливается масло через заливную горловину на левом маслобаке
и суфлерную трубку на редукторе мотора.
Для контроля за количеством масла на левом баке установлен
зонд 25, тарированный от 65 до 90 л с ценой деления 5 л.
Примечание. Зонд оттарирован так, что показывает общее количество
масла в системе, т. е. в обоих маслобаках, радиаторе, моторе и трубопроводах.
Для слива масла имеется девять сливных точек:
1 и 2) —краны 34 и 35 для слива из фильтра Куно;
3)—кран 32 для слива из баков;
4) — кран 31 для слива из патрубка входящего масла;
5) — кран 36 на выходном штуцере нагнетающей маслопомпы для
слива из труб нагнетающей магистрали на моторе;
6) ,— кран 37 на входном штуцере откачивающей маслопомпы, для
слива из труб откачивающей магистрали на моторе;
7) — кран 24 для слива из заднего отстойника картера мотора;
8) — кран 22 для слива из патрубка выходящего масла и сетчатого
маслофильтра 9;
9) — кран 17 для слива из маслорадиатора.
Контроль за работой маслосистемы. осуществляется при помощи
манометра с приемником (сильфоном) и термометров, входящего и вы-
ходящего масла. Манометр и термометр выходящего масла смонтиро-
ваны в корпусе трехстрелочного' индикатора на приборной доске. Тер-
мометр входящего масла 12 помещен также на приборной доске. При-
емник манометра расположен в, передней нижней части картера мотора
на специальном штуцере, а приемники термометров — в маслопроводах
у мотора.
Температура масла регулируется изменением открытия заслонки на
выходе из туннеля под фюзеляжем.
Управление заслонкой производится механизмом УР-2 (с са-
молета № 6410406 — механизмом УРД), который включается в ра-
боту переключателем НП-1, расположенным на левом пульте в
кабине пилота.
Давление масла регулируется только на земле при помощи винта
редукционного клапана моторного насоса.
Все соединения трубопроводов в основном выполнены дюритовыми
шлангами.
Трубопроводы окрашены в коричневый цвет.
183

Фиг. 114. Mac,
Обозна- чение на фигуре Наименование
1 Суфлер мотора
2 Правый маслобак
3 Соединительная дренажная труба
4 Труба отвода дренажи к пеногасителю
5 Бачок-пеногаситель
6 Трубка слива масла из пеногасительного бачка
7 Труба подвода масла к правому баку
8 Труба вывода дренажа в атмосферу
9 Маслофильтр
10 Т ройник
11 Труба отвода масла к радиатору
12 Проводка к термометру входящего масла
13 Проводка к масломанометру
14 Проводка к термометру выходящего масла
15и16 Патрубки
17 Сливной кран М1аслорадиатора
18 Маслорадиатор
19 Труба отвода масла из маслорадиатора
лосистема самолета.
Обозна-
чение
на
фигуре
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34 и 35
36
37
Наименование
Труба подвода масла к левому маслобаку
Труба отвода масла из мотора
Сливной кран на патрубке. выходящего масла
Патрубок выходящего масла
Кран слива из заднего отстойника картера мотора
Зонд
Соединительная труба маслобаков
Левый маслобак
Отвод дренажной трубки к картеру редуктора мотора
Питающий штуцер на соединительной трубе
Патрубок входящего масла
Сливной кран на патрубке входящего масла
Сливной кран на соединительной трубе
Заливная горловина
Краны слива из фильтра Куно на моторе
Кран слива из нагнетающей магистрали
Кран слива из труб откачивающей магистрали на
моторе
Сечения труб: а—52X 50; 6—42X40; 6-35X33; г—22Х
Х20; <5—15X13; е— 12X10 мм.
Детали маслосистемы |
Масляный бак
На самолете установлено два масляных бака по обе стороны мо-|
тора у блоков. " |
Каждый бак покоится на двух седлах, к которым он притягивается ?
дуралюминовыми лентами. Седла приклепаны к кронштейнам крепле- 1
ния мотора.
Между баком и лентами проложены сверху асбестовые, а снизу !
войлочные прокладки.
Маслобаки (фиг. 115)—сварные из алюминиевого сплава АМцМ
и состоят из обичайки 3, двух днищ 9 и 9а, приваренных к обичайке
газовой сваркой, одной диафрагмы 5, расположенной в задней части
бака под лентой крепления, одной диафрагмы 17, расположенной в
передней части бака под лентой крепления, и одной продольной пере-
городки 12. Обичайка бака, днища и продольная перегородка выпол-
нены из материала толщиной 1,5 мм; диафрагмы — из материала тол-
щиной 1 мм. Диафрагмы приклепаны к обичайке заклепками из мате-
риала АМц, наружные головки которых обварены.
Передняя диафрагма 17 установлена так, что между нею и про-
дольной перегородкой имеется щель высотой 25 мм на середине и
15 мм по краям. В нижней части диафрагмы просверлены два отвер-
стия диаметром 4 мм.
Продольная перегородка врезана в обичайку, заварена и образует
в нижней передней части маслобака отсек, сообщающийся с основным
пространством бака через щель, образуемую козырьком 18 вертикаль-
ной части перегородки и передним днищем маслобака, и через окно в
задней наклонной стенке перегородки.
По контуру окна к перегородке приклепана обойма 11, изготовлен-
ная из листового дуралюмина толщиной 5.лш. Плоскость обоймы при-
гнана по плите и зачищена для обеспечения плотного' прилегания к ней
крышки клапана.
К верхней части обоймы приклепаны уголки из прессованного про-
филя, между которыми вращаются петли, приклепанные к крышке
клапана. Осями вращения служат отрезки стальных трубок сечением
6X4 мм с развальцованными концами.
Крышка клапана 10 изготовлена из листового дуралюмина толщи-
ной 3 мм, тщательно пригнана по плоскости обоймы и в закрытом по-
ложении плотно прилегает к обойме, прикрывая окно.
К крышке клапана приклепана стальная скоба 13 толщиной 1,2 мм,
между стенками которой находится груз 14, закрепленный болтом 16.
На самолетах с № 1890101 по № 1890125 и с № 6410001 по
№ 6410401 на груз 14 надет отрезок маслобензостойкого дюрита для
предохранения обичайки бака от повреждения при опускании груза на
обичайку. На самолетах с № 1890126 и № 6410501 дюрит на груз не
надевается; диаметр груза несколько увеличен, а к обичайке маслобака
приклепана стальная скоба 19, на которую опирается груз при откры-
том положении клапана.
Вес груза подобран таким образом, чтобы суммарный вес болта,
гайки, груза и дюрита составлял 450—500 г.
Средней части обичайки маслобака придана форма сборника; в
нижней части его помещен штуцер 15 для присоединения трубопровода
забора масла.
186
n ДЦД|>И«адЩ
Заливка масла
14 13
4!
Вид_по стрелке fl
-19
3—оби-
ishmi®
17 Узел В.
1 ИТ
к*

141
। и
141
Узел в на самолетах с №1890126.
fO
Ви^поулпрелке _Б_
Фиг. 115. Масляный бак (левый).
1—штуцер дренажа; 2—заливная горловина;
чайка бака; 4—зонд (масломер); 5—задняя диафраг-
ма; 6—труба входа масла; 7—скоба металлизации;
8—штуцер для слива масла из пеногасительного бач-
ка; 9 и 9а—днища; 10—клапан; 11—обойма клапана;
12—продольная перегородка; 13—кронштейн (скоба)
груза; 14—груз; 15—штуцер соединительной трубы;
16—болт груза; 17—диафрагма; 18—-вертикальный
козырек продольной перегородки; 19—опорная скоба.
Сверху на обичайке левого маслобака помещена заливная горло-,
вина 2 {такой же конструкции, как на бензобаке) и зонд 4. -
В переднем днище вварен патрубок дренажа 1 и приварена скоба 7Г
служащая для присоединения жгутика (перемычки) металлизации.
В заднее днище вварена труба 6, по которой поступает масло из ра-
диатора в, бак, и приварена скоба 7 для присоединения жгутика метал-
лизации. Кроме того, на заднем днище левого бака имеется штуцер 2
для присоединения трубки слива масла из бачка пеногасителя.
Правый (по полету) бак отличается от левого тем, что на нем нет
а патрубка для слива масла из пеногаси-
тельного бачка. В остальном правый бак
является отраженным видом левого. Ба-
ки выкрашены в коричневый цвет.
Маслобаки с. имеющимися в них
продольными перегородками и клапанами
обеспечивают нормальную подачу масла
в мотор при любых эволюциях самолета
с положительными и отрицательными
перегрузками. Работа клапана маслобака
происходит следующим образом (фиг.
116).
В горизонтальном полете груз клапа-
на под действием собственного веса
занимает нижнее положение, клапан при
этом открыт и масло нормально посту-
пает в питающий штуцер маслобака.
При вводе в пикирование груз по
инерции отклоняется вверх и плотно-
закрывает крышку клапана.
Масло в баке под действием силы
инерции отливается также вверх и в пе-
реднюю часть бака. В отсеке же, обра-
зуемом продольной перегородкой, масло-
остается на месте, так как отливу его-
закрытым клапаном и впереди стоящая
таким образом непрерывный слой масла
(по верхней части бака ,и переднему днищу до питающего штуцера)-
при действии отрицательных перегрузок обеспечивает- нормальную по-
дачу масла в питающий штуцер маслобака.
При дальнейшем нормальном пикировании (перегрузка положи-
тельная) клапан остается закрытым, а масло, имея горизонтальный
уровень, занимает переднюю часть бака. Проход масла к питающему
штуцеру в- этом случае происходит через щель, образованную верти-
кальным козырьком продольной перегородки и передним днищем масло-
бака.
При выходе из пикирования клапан -открывается и масло через него
поступает к питающему штуцеру, как при горизонтальном полете.
заливнои горловины, зонда
Горизонталь-
ный полет
В мотор
- масло
Клапан открыт
Ввод в
пикирование
В мотор
асло
Клапан закрыт
Панирование
Клапан закрыт
В мотор
Вывод из
пикирования
Фиг. 116.
при действии
отрицательных перегрузок.
Клапан открыт
В мотор
Схема работы маслобака
положительных и
препятствует перегородка с
диафрагма. Образовавшийся
Масляный фильтр
Масляный фильдр (фиг. 117) установлен с помощью сварного крон-
штейна на левом подкосе моторамы.
Фильтр — сетчатый, имеет корпус 6, сваренный из двух деталей
из алюминиевого сплава. К корпусу приварены патрубки 3 и 7. Внутрь
188
корпуса вставлена цилиндрическая сетка 4 на жестком каркасе из про-
филей 5 (сетка имеет 139 отверстий на 1 см2). Сетка прижимается к
нижнему донышку пластинчатой пружиной 8, помещенной на крышке
Фиг. 117. Масляный фильтр.
/—запорный маховичок; 2—крышка фильтра; 3—патрубок для соединения
с маслорадиатором; 4—сетка; 5—профили каркаса сетки; 6—корпус фильтра;
7—патрубок для соединения с мотором; 8—пружина крышки фильтра;
9—запорная траверса.
фильтра 2. Крышка фильтра посредством траверсы 9
с маховичком 1 герметически закрывает фильтр.
и затяжного болта
Бачок-пеногаситель
Бачок-пеногаситель (фиг. 118) установлен на верхней крышке
капота на двух деревянных кронштейнах и притянут к ним одной дур-
алюминовой лентой.
Бачок сварен из двух половин из сплава АМцМ. Для теплоизоля-
ции, а также в качестве противопожарного мероприятия бачок обшит
асбестом.
Бачок имеет патрубок 2 в передней части для присоединения дре-
нажной системы от маслобаков, трубку 5, которая берет начало внутри
бачка в. верхней его части и служит для сообщения бачка с атмосферой,
патрубок 6, который служит для слива отстоявшегося из пены масла
в левый маслобак, и скобу 3 для присоединения жгутика металлизации.
189
4
5
Фиг. 118. Бачок-пеногаситель.
1—обшивка из асбеста; 2—патрубок для присоединения к дренажу масло-
системы; 3—скоба для присоединения перемычки металлизации; 4—обичайка;
5—дренажная трубка; 6—патрубок для отвода масла.
Маслорадиатор
Маслорадиатор — сотовый с двумя редукционными клапанами, по-
мешенными внутри радиатора; клапаны отпарированы на давление 4 ат
(табл. 8).
Таблица N
Данные маслорадиаторов
Технические данные Радиатор 531 Радиатор! с трубкой 5 мм я № 531 у с трубкой 4 мм
Фронтовая поверхность, дцм* 12 12 12
Глубина сот радиатора, мм 254 250 250
Диаметр трубок, мм 5 5 4
Толщина стенки трубки, мм 0,2 0,2 0,2
Охлаждающая поверхность, м2 13,5 13 14
Вес пустого радиатора, кг 43 50 54
Емкость радиатора, л 13 16,5 17 ,
Устанавливается маслорадиатор совместно с водяным радиатором
в специальном туннеле позади переднего лонжерона (описание установ-
ки радиатора см. на стр. 196). Температура масла регулируется от-
крытием заслонки на выходе туннеля.
190
На самолетах ранних выпусков установлены маслорадиаторы, имею-
щие шифр «531», на более поздних выпусках установлены улучшенные
радиаторы «531 у», имеющие дополнительные перегородки в> сотах, улуч-
шающие циркуляцию масла по сотам. Маслорадиаторы «531у» изго-
товляются в двух вариантах: с трубкой диаметром 4 мм и трубкой диа-
метром 5 мм.
В отношении монтажа на самолете радиаторы «531» и «531у» взаи-
мозаменяемы.
Эксплоатационные указания по маслосистеме
1. Трубопроводы должны обладать полной герметичностью. В про-
тивном случае возможна не только течь, но и подсос воздуха, обнару-
жить который иногда возможно' только по вызываемому им падению
давления масла.
2. В случае необходимости демонтировать маслобак соблюдать
следующий порядок работы:
а) ' снять выхлопные патрубки с блоков мотора;
б) вывернуть свечи;
в) отъединить трубопроводы;
г) освободить ленты;
д) вынуть бак.
3. Порядок демонтажа маслорадиатора см. ниже в разделе 9 «Си-
стема охлаждения мотора».
4. Указания по заправке масла:
а} при заправке самолета, у которого масло полностью слито из
системы, в- маслобаки залить 75 л и в редуктор мотора через суфлер
16 ’л;
б) при эксплоатации самолета без слива масла из системы добав-
лять масло- только в баки через заливную горловину до уровня, соот-
ветствующего метке 90 л по зонду.
5. Перед запуском мотора после длительной стоянки (более пяти
часов) необходимо обязательно производить зашприцовку масла в ко-
ленчатый вал мотора при помощи специального насоса, прилагаемого
к моторам (для зашприцовки в нагнетаю-щей масляной магистрали мо-
тора имеется специальный штуцер).
6. После каждого полета вынуть и осмотреть сетчатый фильтр и
провернуть на два оборота ручку фильтра Куно.
7. Давление масла в главной магистрали мотора должно быть:
а) на земле и в полете до расчетной высоты на номинальном ре-
жиме при температуре входящего масла 70—80° С.... 6—8 ат;
б) на высотах выше расчетной — не ниже 5,5 ат;
в) на малом газе — не ниже 2,5 ат;
г) при запуске мотора — не выше 12 ат.
Примечание. При работе на разжиженном масле допускается давление
масла на номинальном режиме до 5,5 ат и на малом газе — до 2 ат.
8. Температура выходящего масла должна быть:
а) на номинальном режиме и на 0,75 номинального режима не
выше 115° С;
б), на взлете и наборе высоты не выше 120РС.
9. Температура входящего масла должна быть:
а) допустимая минимальная не ниже 40° С;
191
б) на номинальном режиме не выше 80° С;
в) на максимальном режиме не выше 85° С.
Примечание. При работе на зимнем масле МЗС температура входящего
масла не допускается выше 60° С.
9. СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ МОТОРА
Система охлаждения мотора — водяная под давлением.
Заправочная емкость системы 66—68 л К воде добавляется хром-
пик в количестве 2,5—3 г на 1 л воды i(cm. инструкцию ВИАМ К-13,
Оборонгиз, 1942 г.).
Высшей точкой системы' в полете и на стоянке является расшири-
тельный бачок 1 (фиг. 119), установленный на редукторе мотора.
На расширительном бачке установлен редукционный дренажный
клапан (изделие ОП-86), отрегулированный на давление 2 ат и на раз-
жижение 0,2 ат.
Система работает следующим образом. Горячая вода выходит из
передней части блоков, мотора по двум трубам 16 сечением 42X40 мм,
проходит в сепаратор 18, где происходит отделение пара, и по трубе 17
сечением 53X50 мм поступает в радиатор 8, установленный в туннеле.
Из радиатора вода по трубам 6 и 10 сечением 53X50 мм попадает в
помпу 13, которая нагнетает ее в блоки мотора.
В трубе 6 вблизи радиатора поставлен обратный клапан, назначе-
ние которого — перекрывать проход горячей воды непосредственно в
радиатор при заливке системы зимой через горловину расширительного
бачка.
Примечание. С самолета № 6410303 патрубки, соединенные с водо-
проводом, укорочены, в связи с чем обратный клапан перенесен на трубу, кото-
рая вместо дуралюминовой сделана из нержавеющей стали ЭЯ1Т толщиной 1 мм.
При монтаже соединительных патрубков необходимо выдерживать зазор
в стыках между патрубками и трубами от 15 до 20 мм и следить за тем, чтобы
не было перекосов в соединениях (см. фиг. 119).
Установка патрубков с натягом не допускается, так как при этом возможно
повреждение водопровода.
При заливке системы горячей водой последняя по компенсационной
трубе 15 попадает в трубу 10, а оттуда —• в мотор. Заполнив рубашки
блоков, вода по трубам 16 и 17 проходит в радиатор.
От верхней части радиатора и от верхних точек рубашек блоков
мотора идут трубки сечением 14X12 и 12X10 мм, отводящие водяные
пары и вытесняемый при заливке воздух в. расширительный бачок.
Расширительный бачок соединен со всасывающим патрубком водя-
ной помпы компенсационной трубой 15 сечением 35X33 мм, которая
служит для заливки системы, для подвода к помпе образующегося в
бачке конденсата, а также для того, чтобы в момент резкого изменения
производительности помпы (при увеличении оборотов) подвести из рас-
ширительного бачка достаточное количество воды во избежание воз-
можного местного разрыва струи в трубопроводе перед помпой.
Труба, отводящая воду к радиатору, соединена с патрубком на
водяной помпе дюритовым шлангом 14 внутренним диаметром 10 мм,
который служит для слива воды из колена трубы через кран на па-
трубке.
Охлаждение регулируется при помощи заслонки, расположенной
на выходе из туннеля водорадиатора. Заслонка управляется из ка-
192
13 Самолет Ил-10
Фиг. 119. Система
охлаждения мотора.
/—расширительный бачок с
сепаратором; 2—редукцион-
ный клапан двойного дей-
ствия; о—заливная горлови-
на; 4—контрольный краник;
5—пароотводные трубки;
6—патрубок с обратным
клапаном; 7—пароотводная
трубка из радиатора; 8—
трубопластинчатый водо-
радиатор; 9—сливной кран;
10—труба подвода воды к
помпе; 11—сливной кран;
12—-сливной кран на пом-
пе; 13—водопомпа на мото-
ре; 14—дюритовая трубка
для слива воды из колена
отводящего трубопровода;
15—компенсационная труба;
16—патрубки выхода воды
из блоков; 17—трубопровод,
отводящий воду к радиато-
ру; /8—сепаратор (в рас-
ширительном бачке); 19—
тройник; 20—манометр.
Сечения труб: а— 14 X12 мм.;
б—42X40 мм; в—35X33 мм;
г—53X50 мм; д—12Х10мм.
бины пилота посредством переключателя ПН-1, расположенного на ле-j
вом пульте. Переключателем включается в. работу механизм УР-6'
установленный в правом бомбоотсеке центроплана и связанный с за-
слонкой трубчатыми тягами.
Контроль за работой системы ведется посредством термометра вы-
ходящей воды, приемник которого расположен в тройнике 19.
Заливка системы производится через горловину на расширительном:
бачке.
Для слива воды имеются следующие краны:
а) кран 12 на водяной помпе;
б) кран И на патрубке у водяной помпы;
в) кран 9 на радиаторе.
Трубопровод выполнен из дуралюминовых труб и труб из сплава
АМгМ; патрубки, присоединяющиеся к мотору, радиатору и расшири-
тельному бачку, изготовлены сварными из нержавеющей стали ЭЯ1Т'
толщиной 1 мм; соединения труб — дюритовые.
Трубопровод окрашен в зеленый цвет.
На период зимней эксплоатации должны быть утеплены байкой и
кйперной лентой патрубки выходящей из блоков воды, компенсационная
трубка от расширительного бачка до патрубка' на водопомпе и паро-
отводные трубки из блоков мотора. Пароотводная трубка от радиатора
до расширительного бачка и дюритовые соединения на патрубке у водо-
помпы должны быть утеплены шнуровым асбестом. Утепленные трубо-
проводы должны быть покрыты масло-, бензо- и огнестойкой краской
зеленого цвета,
Детали системы охлаждения
Расширительный бачок
Расширительный бачок (фиг. 120) емкостью 20 л устанавливается
на фанерном ложементе с войлочной прокладкой. Ложемент двумя сед-
лами опирается на кожух редуктора мотора. Для предохранения от
сдвига бачок передним днищем упирается в передний диск капота.
Бачок изготовлен из алюминиевого сплава АМцМ; толщина мате-
риала 2 мм. Он состоит из обичайки с двумя приваренными к ней до-
нышками и четырех перегородок: двух продольных и двух поперечных,
приклепанных к обичайке заклепками из АМц с последующей обваркой
их наружных головок.
В передней части бачка вмонтирован сепаратор 1, служащий для
отделения пара от воды, поступающей из мотора. Вода поступает в се-
паратор по патрубку 8; направленная касательно к стенкам цилиндра
вода приобретает вращательное движение. и, освободившись от пара,
направляется по патрубку 9 в радиатор. Отделившийся пар через от-
верстия в колпачке 2 и отверстия 3 в цилиндре выходит в расширитель-
ный бачок.
Сверху на обичайке находится заливная горловина 6 и редукцион-
ный клапан 4 двойного действия; снизу приварены патрубок 10 для
соединения с пароотводной трубкой радиатора и патрубок 11 для при-
соединения компенсационной трубы.
На заднем днище установлен тройник 7 для присоединения паро-
отводных трубок и кран 5 для контроля за уровнем воды.
Бачок выкрашен в зеленый цвет.
194
5 6 7
Фиг. 120. Расширительный бачок.
1—сепаратор; 2—отражательный колпачок; 3—отверстие для выпуска пара;
4— предохранительный клапан; 5—контрольный краник; 6—заливная горло-
вина; 7—штуцер с тройником для присоединения пароотводных трубок;
8—патрубок входящей воды; 9—патрубок выходящей воды; 10—патрубок
для присоединения пароотводной трубки радиатора; 11—патрубок для при-
соединения компенсационной трубы.
Водяной радиатор
Водяной радиатор -—трубчато-пластинчатый, обозначаемый шифром
«499», установлен в специальном туннеле рядом с маслорадиатором.
Данные водяного радиатора
Фронтовая поверхность .
Глубина сот............
Размеры трубки.........
Охлаждающая поверхность
Вес пустого радиатора .
Емкость радиатора . . . .
33 дцм2
225 мм
• 2,5X20X552 мм
63 мг (по воздуху)
102—104 кг
20 л
Эксплоатационные указания по системе охлаждения
1. К воде добавлять хромпика в количестве 2,5—3 г на 1 л воды.
2. Для заправки системы требуется 3—5 мин., а для слива —
около 4 мин.
3. В залитой системе уровень воды в расширительном бачке должен
достигать контрольного краника. При заливке кран радиатора, кон-
трольный краник на расширительном бачке и кран на помпе держать
открытыми до тех пор, пока вода из них не потечет струей.
4. Необходимо следить за тем, чтобы заливная горловина при за-
тянутой крышке была герметичной.
5. При сливе воды из системы заливную горловину обязательно
открывать.
13*
195
6. Регулировку редукционного клапана проверять через 25 час. ра-
боты мотора.
7. Температура входящей воды должна быть не ниже 60° С, тем-
пература выходящей воды на номинальной мощности — не выше 110° С,
а на взлете и наборе высоты — не выше 120° С.
Установка радиаторов
Радиаторы устанавливаются позади переднего лонжерона центро-
плана на отдельных листах нижней части бронекорпуса (фиг. 121).
Водорадиатор крепится к бронелисту спереди и сзади посредством
П-образных профилей 3, а с боков — посредством Z-образных профи-
лей. Радиатор привернут к профилям болтами 1; профили, в свою оче-
редь, крепятся к бронелисту винтами 2. .
Фиг. 121. Установка радиаторов.
1—болты крепления водорадиатора: 2—винты; 3—профиль крепления водо-
радиатора; 4—передний туннель; 5—резиновый валик; 6—задний туннель
водорадиатора; 7—верхняя задняя крышка; 8—задняя перегородка; 9—зад-
ний туннель маслорадиатора; 10—ленты крепления маслорадиатора; И—седло
крепления маслорадиатора; 12—резиновая прокладка.
Маслорадиатор установлен на двух седлах 11, к которым он при-
тянут двумя лентами 10, имеющими тандеры для регулирования натя-
жения. Седла приклепаны к бронелисту за уголки, закрепленные на их
основании.
Для придания установке эластичности под опорные кромки радиа-
тора подложены резиновые прокладки 12.
196
Воздух для продувки радиатора подводится по двум рукавам (тун-
нелям). Левый рукав разделен перегородкой на две части. Для про-
дувки водорадиатора используется правый рукав и часть левого, для
продувки маслорадиатора — другая часть левого туннеля.
За радиаторами воздух направляется по двум коротким рукавам
в туннели 6 и 9, образованные с боков стенками бронекорпуса, свер-
ху— крышками 7 и бронелистом нижнего бензобака, а снизу —за-
слонкой.
Туннели разделены перегородкой 8.
Для герметизации стыков туннелей с кромками радиаторов по
всей окружности туннелей поставлен резиновый валик 5, ножка кото-
рого через дуралюминовый профиль приклепана к туннелю.
Герметизация туннелей имеет большое значение для охлаждения
мотора, а также оказывает заметное влияние на летные качества само-
лета, поэтому она должна быть всегда в исправном состоянии.
Для изоляции кабины от повышенных температур, создаваемых
радиаторами, последние покрыты теплоизоляционными чехлами. Хо-
рошая герметизация туннелей также резко снижает температуру воз-
духа в кабине.
Эксплоатационные указания по водо- и маслорадиаторам
1. Тщательно следить за герметизацией туннелей. Все стыки тун-
нелей, где проложены резиновые уплотняющие валики, периодически
осматривать, поврежденные места заменять или ремонтировать.
2. Демонтировать водорадиатор в следующем порядке:
а) отъединить трубопроводы (подход из кабины пилота и через спе-
циальный лючок в правой вертикальной стенке бронекорпуса);
б) сдвинуть разделительную пластинку в переднем туннеле; для
предохранения от повреждения резинового уплотняющего валика сдви-
нуть задний туннель, отвернув болты крепления;
в) снять воздушный фильтр с бронелиста водорадиатора;
г) > подвести площадку подъемника под радиатор; на площадке
подъемника должен быть слой войлока толщиной 12—20 мм;
д) отвернуть винты по контуру нижнего бронелиста; у средней на-
кладки отвернуть винты на листе маслорадиатора;
е) опустить подъемником радиатор вместе с бронелистом;
ж) если есть необходимость, снять радиатор с лис-iia, отвернув
болты крепления радиатора к профилям и отсоединив перемычки метал-
лизации.
Установка радиатора ведется в обратном порядке.
После установки радиатора на место тщатель-
но проверить, правильно ли встали (ре з(и Новые
уплотняющие валики, хорошо и по всему ли кон-
туру прилегают они ккромкам радиатора.
Заправку валика производить с внутренней стороны туннелей, сле-
дя за тем, чтобы не порвать валик. Поврежденные, порванные резино-
вые валики заменить.
3. Демонтировать маслорадиатор в следующем порядке;
а) отъединить трубопроводы (подход из кабины пилота и через
специальный лючок в левой вертикальной стенке бронекорпуса);
б) сдвинуть задний туннель;
в) подвести площадку подъемника под радиатор;
г) отвернуть винты по контуру нижнего бронелиста; у средней на-
кладки отвернуть винты на листе водорадиатора;
197
д) опустить подъемником радиатор вместе с бронелистом; i
е) если есть необходимость, снять радиатор с листа, ослабив:
стяжные ленты и отсоединив перемычки металлизации. ‘
Установка радиатора ведется в обратном порядке.
Заправку резинового валика производить с внутренней стороны тун-;
целей так же, как и для водорадиатора.
10. УПРАВЛЕНИЕ ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППОЙ
Управление газом, винтом и бензиновым пожарным краном
Управление газом и винтом
Управление винтомоторной группой (фиг. 122)—механическое,
кроме электроуправления заслонками радиаторов.
Фиг. 122. Схема управления винтомоторной группой.
1—сектор газа и ВИШ; 2—тяга нормального газа; 3—тяга высотного паза;
4—рычаг высотного газа на моторе; 5—кронштейн с передаточной качалкой;
6—рычаг нормального газа на моторе; 7—передаточная тяга; 8—пожарный
бензокран; 9—тяга пожарного крана; 10—ручка управления пожарным кра-
ном; И—регулятор ВИШ Р-7А; 12—тросы управления регулятором Р-7А.
Управление нормальным газом (дросселями карбюраторов) и вы-
сотными корректорами (форсажем) осуществляется при помощи секто-
ра 1 и гибких тяг 2 и 3. Гибкая тяга нормального газа представляет
собой дуралюминовую трубку сечением 10X8 мм, внутри которой дви-
жется трос диаметром 6,5 мм с жестким сердечником; для тяги управ-
ления высотными корректорами применена трубка 8X6 мм и трос ТГ
4,5 мм.
198
Концы троса путем обкатки на станке «Кемпбелл» заделаны в на-
конечники с резьбой, при помощи которых трос соединяется со втулкой,
насаженной на шарики рычагов. Так как трос находится в трубке, пред-
ставляющей жесткую оболочку, то- он работает как на растяжение, так
и на сжатие.
Тяги проложены по левой стороне фюзеляжа и закреплены в не-
скольких точках.
Сектор управления газом объединен в общий агрегат с роликом
управления регулятором ВИШ. Сектор управления (фиг. 123) крепится
при помощи стального сварного кронштейна на левом борту кабины
пилота. Больший рычаг 2 — рычаг нормального газа, меньший рычаг 4—
рычаг высотного газа и форсажа. На ручке рычага нормального газа
вмонтирована кнопка 3 включения радиопередатчика.
Легкость хода рычагов может регулироваться при помощи зажим-
ной гайки 5.
На общей оси с сектором газа насажен ролик 6, имеющий неза-
висимое от сектора газа вращение и связанный при помощи тросовой
проводки с регулятором Р-7А на моторе. К ролику приклепана ручка 7,
которая при отрегулированном управлении ВИШ имеет следующие дви-
жения: на себя, вверх — при установке винта на малый шаг и от се-
бя вниз —при установке винта на -большой шаг.
Примечание. С самолета № 6410710 введен дополнительный трафарет
12 (см. фиг. 123), на который нанесена риска красной эмалью, показывающая по-
ложение ручки управления ВИШ, соответствующее номинальным оборотам мотора.
В связи с установкой трафарета «номинальные обороты» изменено положе-
ние трафарета ВИШ 14. Под одну из заклепок крепления трафарета 14 крепится
стрелка 13 (окрашена красной эмалью).
При номинальных оборотах мотора риска на дополнительном трафарете
должна совпадать со стрелкой на ручке ВИШ.
К рычагу нормального газа приклепана профилированная кулачко-
вая скоба 8, которая через промежуточную планку 9 включает конце-
вой выключатель световой сигнализации 11. При убирании газа вклю-
чается сигнализация шасси и, если шасси убрано,— загорается красный
-свет, а если шасси выпущено,— загорается зеленый свет.
Примечание. При регулировании механизма световой сигнализации
шасси, связанного с рычагом газа, необходимо выдержать следующие условия:
а) кулачковая скоба 8 (см. фиг. 123) должна лежать в одной плоскости
с промежуточной планкой 9; допустимое отклонение до 2 мм в одну или другую
сторону;
б) сигнализация должна включиться в начале профилированного участка а
скобы 8 при нахождении рычага газа в убранном положении (что соответствует
практически 700—600 об/мин.);
в) шток включенного выключателя при этом должен иметь в запасе не ме-
нее 2 мм резервного хода.
На некоторых самолетах концевой выключатель сигнализации уста-
новлен ближе к бронекорпусу и включение его производится специаль-
ным флажком, приваренным к корпусу шарнира на тяге нормального
газа. На рычаге высотного газа имеется фиксатор 10, который фикси-
рует нейтральное положение рычага высотного газа (положение «пло-
щадки»). Движение рычага- от нейтрального положения вперед соот-
ветствует форсажу, назад — обеднению смеси (высотный газ).
Управление газом и винтом на- самолетах первых выпусков было
блокировано (газ и винт совместно управлялись) с целью не допустить
в полете на режимах планирования и пикирования раскрутки винта на
малом газе. Вследствие такой раскрутки в цилиндры поступала бы
199
Фиг. 123. Сектор управления газом и ВИШ.

/—кронштейн сектора; 2—рычаг нормального гааа; 3—кноп- управления ВИШ; 8—кулачковая скоба; 9—планка; 10—
ка включения радиопередатчика; 4—рычаг высотного газа; фиксатор рычага высотного газа; 11—концевой выключа-
?—зажимная гайка; 6—ролик управления ВИЩ; 7—ручка тель световой сигнализации шасси; 12—-трафаретка; /3—
^тр-едаа; 14—трафаретка
обедненная смесь, что опасно в. связи с возможностью обратного вы-
хлопа во всасывающие патрубки мотора.
Ввиду конструктивных изменений, введенных во всасывающую си-
стему мотора АМ-42 (дроссельная заслонка в воздушной трубе за на-
гнетателем), опасность обеднения смеси при раскрутке мотора' на ма-
лом газе была устранена и поэтому блокировка управления газом и
ВИШ на самолете снята. На ранее выпущенных самолетах сектор
газа при этом не заменялся, а был снят толью механизм сцепления
рычага нормального газа с роликом управления ВИШ. Вследствие это-
го на самолетах первых выпусков сектор газа конструктивно несколько
отличается от сектора, описанного выше, но так как механизм блоки-
ровки снят, то работа сектора ничем не отличается от работы нормаль-
ного серийного. Старый сектор газа и ВИШ показан на фиг. 124.
Регулирование управления газом и винтом
Регулирование управления газом производится таким образом,
чтобы ход рычагов сектора в кабине пилота полностью обеспечивал
ход рычагов управления на моторе (ограничителями хода должны
являться крайние положения рычагов, управления на моторе).
При регулировании управления высотными корректорами (высот-
ным газом) необходимо, кроме того, обеспечивать, чтобы при положе-
нии рычага в кабине на «площадке» указатели положения высотных
корректоров на моторе устанавливались рисками против рисок ней-
трального положения на крышках корректоров; несовпадение рисок (для
отдельных корректоров) допускается не более 4 мм только в. сторону
обогащения.
Ограничителями хода, ручки управления регулятором ВИШ явля-
ются упоры большого и малого шага, устанавливаемые на ролике ре-
гулятора Р-7А.
Упоры на ролике регулятора Р-7А устанавливаются для большого-
шага на 1500 об/мин. и для малого шага на 2500 об/мин.
Если при повороте ролика Р-7А до упора большого' шага ручка 7
управления ВИШ на секторе касается тяги высотного газа, то необ-
ходимо тросы на ролике Р-7А перепустить, обеспечив зазор между
ручкой и тягой в 3 мм.. Окончательное регулирование производится тан-
дерами на разъеме тросов.
Управление пожарным краном
Управление пожарным краном выполнено гибкой тягой 9 (см.
фиг. 122) одинаковой по конструкции и сечению с проводкой управле-
ния высотными корректорами. На панели справа под приборной до-
ской укреплена ручка ТО управления пожарным краном.
Ручка пожарного крана имеет два положения: «закрыто» — ручка
на себя, и «открыто» — ручка от себя.
Управление пожарным краном регулируется так, чтобы при край-
нем переднем положении ручки управления, между ручкой и панелью
оставался зазрр в 10 мм, позволяющий дожать кран в его крайнем,
положении. ”
Эксплоатационные указания по системе управления мотором
1. Гибкую проводку и боуденовскую оболочку набивать незамер-
зающей смазкой НК-30 или КВ-4.
2. Не допускать повреждений трубок гибкой проводки (вмятины,
изгибы и т. п.) во избежание заеданий и отказа управления.
201
Фиг. 124. Сектор управления газом и ВИШ старой конструкции.
/—рычаг нормального газа; 2—рычаг высотного газа; 3— шасси; 7—‘контактная планка; 8—ролик управлений ВИШ;
диск; 4—.ручка управления ВИШ; 5-кронштейн сектора; 9—кнопка включения радиопередатчика; 10— фиксатор ры-
6—концевой выключатель В К-41 световой сигнализации чага высотного газа; //—зажимная гайка.
3. Систематически проверять контровку и надежность крепления
всех соединений тяг.
Управление заслонками туннелей радиаторов
Заслонки туннелей водо- и. маслорадиаторов управляются при по-
мощи электромеханизмов- УР-6 и УР-2.
На самолетах с № 1890101 по № 1890129 электромеханизмы УР-6
и УР-2 установлены в задней части бомбоотсеков в центроплане.
Фиг. 125. Управление заслонкой туннеля водорадиатора
на самолетах с № 1890101 по № 1890129.
1—заслонка; 2—тяга; 3—-качалки; 4—-горизонтальная тяга; 5—кронштейн ка-
чалок; 6—передаточный вал; 7—электромеханизм УР-6; 8—датчик ДЗ-40;
9—кронштейн датчика; 10—скоба регулирования троса датчика; 11—концевой
выключатель ВК-41; 12—кронштейн концевого выключателя; 13—рычаг кон-
цевых выключателей; 14—перемычки металлизации; 15—водорадиатор; 16—
кронштейн передаточного вала; 17—кронштейн крепления электромеханизма
УР-6.
Механизм УР-6 управления заслонкой туннеля водорадиатора шар-
нирно закреплен на кронштейне, приклепанном к стенке заднего лон-
жерона (фиг. 125).
203
Шток механизма соединен с центральной качалкой передаточного
вала 6; к левой. качалке передаточного вала, присоединена тяга 4.,
связанная посредством переходных, качалок 3 и тяги 2 с заслонкой.
Удлиненный шарнирный валик тяги 4 соединен тросиком с датчиком 8
(ДЗ-40), имеющим на доске приборов указатель положения заслон-
Фиг. 126. Управление заслонкой туннеля маслорадиатора
на самолетах с № 1890101 по № 1890129.
1—заслонка; 2—тяга; 3—качалки; 4—горизонтальная тяга; 5—кронштейн
крепления УР-2 и зубчатого сектора; 6—зубчатый сектор; 7—датчик ДЗ-40;
8—электромеханизм УР-2; 9—-кронштейн датчика ДЗ-40; /0—скоба регули-
рования троса датчика; 11—маслорадиатор; 12—кронштейн качалок; 13—
перемычки металлизации.
ки УЗ-40. На правом конце передаточного вала 6 поставлен! рычаг 13,
который» воздействуя на концевой выключатель 11, выключает элек-
тромотор механизма УР-6 при крайних положениях заслонки.
Механизм УР-2 управления заслонкой туннеля маслорадиатора за-
креплен на внешней стороне стенки бронекорпуса (фиг. 126). Шесте-
ренка механизма находится в зацеплении с зубчатым сектором 6, ко-
204
торый связан через тяги 4 и 2 и переходные качалки 3 с заслонкой.
Шарнирный валик тяги 4 соединен тросиком с датчиком 7 положения
заслонки.
Переключатели ПН-1, управляющие пуском и остановкой электро-
моторов, помещены в кабине пилота на левом1 пульте шасси.
На самолетах с № 1890130 и № 6410101 в связи с конструктивным
изменением бомбоотсеков электромеханизмы УР-6 и УР-2 (на самоле-
Фиг. 127. Управление заслонкой туннеля водорадиатора
на самолетах с № 1890130 и № 6410101.
1—заслонка; 2—тяга; 3—качалки; 4—горизонтальная тяга; 5—кронштейн
передаточного вала; 6—передаточный вал; 7—электромеханизм УР-6; 8—
датчик ДЗ-40; 9—кронштейн датчика; 10—скоба регулирования троса дат-
чика; 11—концевой выключатель ВК-41 или ВК-44; 12—кронштейн концевого
выключателя; 13—рычаг концевых выключателей; 14—перемычки металли-
зации; 15—водорадиатор.
-тах с № 6410406 — УР-7М) установлены в передней части бомбоотсе-
ков, причем принципиальная схема управления заслонками осталась
без изменения.
Механизм УР-6 закреплен в. кронштейне на стенке переднего лон-
жерона; изменена конструкция и размеры передаточного вала 6
(фиг. 127)„ а также длина тяги 4.
В управлении заслонкой туннеля маслорадиатора (фиг. 128) изме-
нена длина тяги 4.
С некоторого времени вместо концевых выключателей ВК-41 для
-механизма УР-6 на самолетах устанавливаются выключатели ВК-44.
205
Фиг. 128. Управление заслонкой туннеля маслорадиатора
на самолетах с № 1890130 и № 6410101.
1—заслонка; 2—тяга; 3—качалки; 4—горизонтальная тяга; 5—кронштейн
крепления электромеханизма УР-2 и зубчатого сектора; 6—-зубчатый сектор;
7—электромеханизм УР-2; 8—датчик ДЗ-40; 9—кронштейн датчика; 10—скоба
регулирования троса датчика; 11—маслорадиатор.
Регулирование хода заслонок
Регулирование хода заслонки туннеля водорадиатора осуществляет-
ся при помощи регулируемых упоров на концевых выключателях ВК-41
или В К-44.
При регулировании управления заслонкой туннеля водорадиатора
необходимо выполнять следующие условия:
1. В положении «открыто» заслонка должна совпадать с открытым
положением заслонки туннеля маслорадиатора.
2. В положении «закрыто» заслонка должна плотно <(но без на-
пряжения) прилегать к верхней бронзовой стенке туннеля.
3. Выход резьбы червячного штока электромеханизма УР-6 дол-
жен быть не менее 3—4 мм и не более 125 мм.
Примечание. В случае, если допускаемый выход резьбы червячного
штока механизма не обеспечивает полного хода заслонки, разрешается уменьше-
ние хода на открытие с образованием уступа между открытой заслонкой туннеля
маслорадиатора и туннеля водорадиатора.
При регулировании управления заслонкой туннеля маслорадиатора
выполнять следующие условия:
1. Зацепление ведущей шестеренки механизма УР-2 (е самолета
№ 6410406 — УР-7М) с зубчатым сектором производить таким обра-
зом, чтобы при крайних положениях шестеренки (ограничиваемых кон-
цевыми выключателями внутри механизма) на зубчатом секторе оста-
вался запас хода на 2—3 зуба.
206
2. В положении «закрыто» заслонка должна плотно, но без напря-
жения прилегать к верхней броневой стенке туннеля.
Электро-схема включения электро-механизмов- УР-2 (или УР-7М)
и УР-6 см. в разделе «Электрооборудование».
Эксплоатационные указания по управлению заслонками радиаторов
1. Не допускать больших люфтов в сочленениях рычагов управле-
ния заслонками. Допускаемый люфт в заслонке, замеренный по зад-
ней кромке, должен быть не более 15 мм. В случае обнаружения боль-
ших люфтов в- сочленениях заменить валики в шарнирных соединениях
валиками большего (на 0,1;—0,2 мм) диаметра-.
2. Проверять выход резьбы червячного штока механизма УР-6; вы-
ход резьбы в крайних положениях должен быть не менее- 3—4 мм и
не более 125 мм. В случае невыполнения этого условия произвести
перерегулирование хода заслонки.
ГЛАВА ПЯТАЯ
СПЕЦИАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
1. ОБЩИЕ ЗАМЕЧАНИЯ
Специальное оборудование самолета складывается из:
а) аэронавигационного оборудования;
б) электрооборудования;
в) радиооборудования и средств внутрисамолетной связи;
г) фотооборудования;
д) оборудования кабины пилота приборами контроля за работой
мотора, винта, взлетно-посадочных1 приспособлений и других агрегатов
самолета.
Аэронавигационное оборудование самолета состоит из группы пи-
лотажных приборов, обеспечивающих вождение самолета днем, ночью
и в слепом полете. Пилотажные приборы установлены на средней части
приборной доски пилота. Приборы контроля работы винтомоторной
труппы расположены на левой части доски приборов пилота.
Приборы аэронавигационного оборудования и приборы контроля
работы винтомоторной группы составляют основу всего приборного хо-
зяйства самолета. Эти группы приборов совместно с приборами вспо-
могательного характера рассматриваются в самостоятельном разделе
«Оборудование самолета приборами».
Компоновка кабины пилота и размещение агрегатов оборудования
показано на фиг. 129, 130.
2. ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА ПРИБОРАМИ
Приборная доска пилота
Приборная доска пилота (фиг. 131, 132) состоит из трех отдельных
частей—- левой, средней и правой. Под средней частью доски установ-
лен электрощиток, а под правой частью доски — две дополнительные
панели — верхняя и нижняя.
На левой части приборной доски смонтированы сле-
дующие приборы:
1) мановакууммедр;
2) тахометр ТЭ-45;
3) часы АВР;
4) трехстрелочный индикатор;
5) термометр входящего масла АМЗ-45;
6) термометр выходящей воды ТМЭ-45;
7)-указатель положения заслонки маслорадиатора УПЗ-40;
-208
8) указатель положения заслонки водорадиатора УПЗ-40;
9) указатель бензиномеров СБЗ-1080;
10) индикатор-курсоотметчик ИКО-42 приемника РПКО-ЮМ и
11) лампочка ОСЛ-42 сигнализации отметки РПКО-ЮМ (с ма-
шины № 1890106).
Левая часть приборной доски имеет резиновую амортизацию типа
«Лорд». Панель выполнена из листового дуралюмина толщиной 1,5 мм.
На средней части приборной доски смонтированы
следующие приборы:
1) указатель скорости со шкалой до 800 км/час,
2) высотомер двухстрелочный со шкалой до 12 000 и;
3) указатель поворота УП-2;
4) авиагоризонт АГП-2;
5) вариометр со шкалой 30 м/сек-,
6) компас КИ-11 (на самолетах по № 1890125 вкл.);
7) репитер компаса ПДК-44 (на самолетах с № 1890126) или ре-
питер компаса ПДК-45 (на самолетах с № 6410401);
8) кассета таблиц указателя скорости (на самолетах с № 1890126);
9) кассета таблиц компаса ПДК-44 (на самолетах с № 1890126) и
10) кассета таблиц высотомера, (на самолетах с № 1890126).
Средняя часть приборной доски имеет резиновую амортизацию ти-
па «Лорд».
На правой части приборной д о с к и смонтированы сле-
дующие приборы:
1) вольтамперметр ВА-240;
2) лампы сигнализации шасси и хвостового колеса (три зеленые и
две красные);
/'"’"3) выключатель кассеты ДАГ-10 (на самолетах с № 1890119);
J 4) кнопка 5-К сбрасывания гранат ДАГ-10 (на самолетах с
?№ 1890119); (
5) лампа' сигнализации кассеты ДАГ-10 (на самолетах с
Ns» 1890119); .
у 6) временной механизм ВМШ-Ю (на самолетах по № 1890118),
На электрощитке смонтированы:
1) переключатель магнето ПОМ-3;
2) пусковая кнопка К-4 правого магнето;
3) пусковая кнопка К-4 левого магнето.
Примечание. С самолета № 6410505 вместо двух кнопок К-4 устанавли-
вается кнопка 2ПНП-47.
4) кнопка 5-К выключения аккумулятора (с самолета № 6410910
вместо кнопки 5-К устанавливается тумблер 87-К);
5) выключатель 87-К вибратора;
6) выключатель 87-К верхних аэронавигационных огней;
7) выключатель 87-К нижних аэронавигационных огней;
8) выключатель 89-К ламп УФО;
9) выключатель 87-К ламп сигнализации шасси;
10) выключатель радиостанции;
11) выключатель 87-К обогрева приемника воздушного' давления
(трубки Пито);
12) выключатель 87-К обогрева бомбосбрасывателей ЭСЕР;
13) выключатель 87-К спуска пушек;
14) выключатель 87-К бензиномера;
15> выключатель 87-К радиоопознавателя СЧ-3 (на самолетах с
№ 1895123); ,
14 Самолет Ил-10
209
.г.-... ......................................................................1... ........ • - - -Hfini ИЬЙМВ
Обозначе- ние на фигуре Наименование Обозначе- ние на фигуре Наименование
1 Манометр системы перезарядки оружия 30 Механизм дистанционного управления радиоприем-
2 Кран системы перезарядки НИКОМ
3 Панель с переключателями НП-1 управления заслон- 36 Абонентская колодка СПУ
нами радиаторов 37 Ручка стопора хвостового колеса
' 4 . Переключатель управления триммером руля поворота 38 Электросбрасыватель ЭСБР-ЗП для PC
» 5 Лампа УФО (в защитном кожухе) — 39 Кабинная лампа
. 6 Ручка управления щитками 40 Дополнительный кран
7 Ручка управления шасси 41 Запорный кран резервного баллона (шасси)
8 Двухстрелочный манометр системы тормозов 42 Манометр баллона шасси
Ч 9 Щиток ДАГ-10 43 Лампа сигнализации положения триммера руля по-
10 Ролик ВИШ ворота
11 Манометр системы «шасси — запуск» 44 Кнопка (с предохранительным колпачком) управления
12 Механизм настройки РПКО-ЮМ механизмом взлетного угла щитков
13 Концевой выключатель ВК-41 сигнализации шасси 45 Ручка управления самолетом с кнопками управления
14 Сектор нормального газа и высотного корректора огнем и бомбосбрасыванием
15 Рукоятка с барабаном управления триммерами руля 46 Соединительный кран «шасси — запуск»
ВЫСОТЫ 47 Термометр выходящей воды
16 Лампа УФО 48 Указатель положения заслонки водорадиатора
17 Часы 49 Термометр входящего масла
18 Тахометр 50 Указатель положения заслонки маслорадиатора
19 Кнопки перезарядки 51 Трехстрелочный индикатор
20 Мановакуумметр 52 Указатель бензиномера
21 Индикатор курса 53 Переключатель магнето
22 Указатель скорости 54 Указатель высоты
23 Компас 55 Указатель поворота
24 Вариометр 56 Электрощиток
25 Авиагоризонт 57 Щиток управления РПК-10 (на нем регулятор гром-
26 Прицел кости, переключатель рода работ и индикатор на- стройки)
+ 27 Лампы сигнализации ВМШ-10
28 Лампы и кнопки трехцветной сигнализации 58 Ручка управления вентиляцией кабины
; 29 , Временной механизм для бомбометания ВМШ-10 59 Дополнительный щиток с запасными предохранителя-
30 Вольтамперметр ми, ручкой пожарного крана и манометром системы
31 Лампы сигнализации шасси и хвостового колеса запуска
32 Панель с лампами «йгнализации бомб, кнопкой сигнали- 60 Пусковой насос ПН-1
зации бомб и реостатами подсвета кабины и прицела 61 • Ручка включения аккумулятора
, 33 Электросбрасыватель ЭСБР-ЗП (для бомб) 62 Штурвал лебедки управления створками бомболюков
<и Лебедка аварийного выпуска шасси (на ней установ- 63 Аварийный б ом босб р асыватель
лена лампа УФО) 64 Сетка для прицеливания на переднем стекле фонаря

Фиг. 130. Общий вид кабины пилота на самолетах с № 1890119.
Обозна- чение на фигуре Наименование Обозна- чение на фигуре Наименование
1 Переключатель РПК-РО 16 Лебедка аварийного опускания шасси
2 Концевой выключатель ВК-166 на секторе газа 17 Кабинная лампа
3 Сектор управления мотором и винтом 18 Лампа УФО
4 Лампа УФО 19 Щиток электросбрасывателей ЭСБР
. 5 Кабинная лампа 20 Абонентская колодка СПУ-2М.
6 Рукоятка с барабаном управления триммером руля 21 Пульт-
высоты 22 Педали
7 Щиток перезарядки и открытия бомболюков 23 Ручка управления самолетом
8 Левая часть приборной доски 24 Щиток управления РПКО-10
9 Прицел 25 Электроплиток
10 Средняя часть приборной доски 26 Дополнительная панель доски приборов
11 Правая часть приборной доски 27 Сиденье пилота
12 Щиток трехцветной сигналивации 28 Пусковой насос ПН-1
13 Лампа УФО 29 Механизм управления бомболюиами
14 Счетчик кадров фотокинопулемета 30 Ручка включения аккумулятора
15 Панель сигнализации подвески бомб 31 Аварийный бомбосбрасыватель АСШ-141.
43 44
Фиг. 131. Приборная доска пилота на самолетах с № 1890101 по № 1890118.
Обозна- чение на фигуре Наименование Обозна- чениена фигуре Наименование
1 ’ Термометр выходящей воды 23 Лампочка сигнализации открытия
. 2 Термометр входящего масла бомболюков
3 Часы АВР 24 Кнопка левой пусковой катушки
4 Тахометр 25 Вибратор
5 Трехстрелочный индикатор 26 Выключатель нижних АНО и хво-
6 Мановакуумметр стового АНО
7 Указатель курса и отметчик 27 Выключатель сигнализации шасси
ИКО-42 28 Выключатель трубки Пито
8 Пружинная защелка 29 Выключатель спуска пулеметов
9 Указатель высоты (высотомер) 30 Выключатель бензиномеров верх-
10 Указатель скорости него и нижнего баков
11 Указатель поворота 31 Кнопка выключения аккумулято-
12 Компас КИ-11 ров
13 Кассета с тарировочными табли- 32 Указатель положения заслонки
цами компаса водорадиатора
14 Вариометр 33 Указатель положения заслонки
15 Авиагоризонт АГП-2 маслорадиатора
16 ВМШ-10 34 Указатель бензиномера
17 Вольтамперметр ВА-240 35 Переключатель магнето
18 Лампочки сигнализации шасси 36 Кнопка правой пусковой катушки
(красные) 37 Выключатель верхних АНО
19 Лампочки сигнализации шасси (зеленые) 38 39 Выключатель ультрафиолетового облучения (УФО) Выключатель рации
20 Лампочка сигнализации хвостово- 40 Выключатель обогрева ЭСБР-ЗП
го колеса (зеленая) и ВМШ-10
21 Лампочка сигнализации сбрасы- 41 Выключатель спуска пушек
вания бомб 42 Выключатель фары
22 Кнопка контроля количества под- 43 Ручка пожарного крана
I вешенных бомб 44 Манометр системы запуска
212
37 36 1 г 3 4 S 9 36
Фиг. 132. Приборная доска пилота на самолетах с № 1890119.
Обозна- чениена фигуре Наименование Обозна- чение на фигуре Наименование р
1 Поправочная таблица на скорость 20 Указатель бензиномера СБЭ-1080
2 Указатель скорости на 800 км!час 21 Электрощиток пилота
3 Поправочная таблица на высоту 22 Ручка управления вентиляцией
4 Указатель поворота УП-2 кабины
. 5 Высотомер на 12 000 м 23 Пожарный кран
6 Вариометр на 30 м!сек 24 Запасные предохранители
7 Авиагоризонт АГП-2 25 Кнопка 5-К сигнализации бомб
8 Поправочная таблица девиации 26 Лампа ОСЛ-42 сигнализации
компаса бомболюков
9 Репитер дистанционного компаса 27 Лампы ОСЛ-42 сигнализации
ПДК-44 бомбосбрасывания
10 Индикатор курса РПКО-ЮМ 28 Реостат РЛ-70 освещения кабины
11 Мановакуумметр 29 Реостат РЛ-70 освещения прицела
12 Сигнальная лампа РПКО-ЮМ 30 Лампа' ОСЛ-42 сигнализации ко-
13 Трехстрелочный индикатор стиля
14 Тахометр ТЭ-22 31 Лампы ОСЛ-42 сигнализации шасси
15 Часы АВР 32 Вольтамперметр ВА-240
16 Термометр выходящей воды 33
ТМЭ-41 Кнопка 5-К для включения
17 Термометр входящего масла ДАГ-10
ТМЭ-41 34 Лампа ОСЛ-42 ДАГ-10
18 Указатель положения заслонки 35 Выключатель 87-К ДАГ-10
19 маслорадиатора УПЗ-40 Указатель положения заслонки 36 Защелка
водорадиатора УПЗ-40 37 Щеколда
213
16) выключатель 89-К спуска пулеметов (с самолета № 6410801
вместо выключателя спуска пулеметов устанавливаются два выключа-
теля 89-К спуска пушек—-один выключатель для спуска крайних пу-
шек, другой для спуска средних пушек);
17) шунт вольтамперметра ВА-240 (внутри электрощитка).
На верхней дополнительной панели смонтированы:
Г) реостат РЛ-70 освещения прицела;
2) реостат РЛ-70 освещения кабин;
3) кнопка 5-К проверки ламп сигнализации бомбосбрасывания;
4) четыре лампы сигнализации бомбосбрасывания;
5) лампа сигнализации открытия бомболюков.
На нижней дополнительной п а н ел и смонтированы:
Г) ручка пожарного крана;
2) ручка управления вентиляцией кабины и -
3) гнезда под семь запасных предохранителей.
Все части доски и электрощиток смонтированы на раме приборной
доски, которая изготовлена из дуралюминовых швеллеров, и угольников.
Для удобства подхода к приборам и демонтажа проводки средняя
часть доски выполнена откидной на двух петлях. В горизонтальном
положении средняя часть доски удерживается тросом. Для закрытия
средней части доски в нормальном положении установлены две защел-
ки 8 (см. фиг. 131), а с машины № 1890102—'Две защелки 36 (см.
фиг. 132) и дополнительно одна щеколда 37, предназначенная для бо-
лее надежного закрытия средней части доски.
Все части приборной доски пилота окрашены черной матовой кра-
ской. Все трафареты и надписи на приборной доске выполнены белой
светящейся краской. Светящиеся трафареты — дуралюминовые (с ма-
шины № 1890126) с выштампованными надписями |(на глубину 0,5мм),
углубления которых залиты светящейся краской белого цвета. Для
предохранения от повреждений светящейся массы применены защит-
ные пластинки из плексигласа. Облучение доски во время ночного по-
лета предусмотрено ультрафиолетовыми лампами УФО.
Светящаяся масса на приборах и трафаретах под воздействием
ультрафиолетовых лучей дает достаточное излучение, позволяющее лет-
чику четко видеть надписи. В наземных условиях, при работе ночью
освещение доски, и кабины предусмотрено нормальным электрическим
светом при помощи кабинных ламп КЛС-39.
На самолетах с № 1890101 по № 1890125 применялись светящиеся
трафареты из плексигласа. В этом случае трафарет закрашивался чер-
ной матовой краской, а буквы и окантовка трафарета оставлялись не-
закрашенными. Но от воздействия температуры эти трафареты короби-
лись, поэтому они были заменены металлическими.
Схемы питания аэронавигационных приборов
Схема питания указателя скорости, высотомера и вариометра
_____ от приемника воздушного давления (трубки Пито)
Питание указателя скорости, высотомера и вариометра осуще-
ствляется от приемника воздушного давления (трубки Пито), установ-
ленного на дуралюминовой штанге впереди носка отъемной части кры-
ла на нервюре № 15 (фиг. 133).
Трубка крепится к штанге тремя винтами, штанга крепится к нер-
вюре стяжными хомутами.
Для крепления штанги, а также для монтажа статической и ди-
намической трубок и проводов электрооборудования, в нижней части
214
носка крыла имеется лючок, закрываемый крышкой на винтах. Указа-
тель скорости, высотомер и вариометр соединяются с приемником воз-
душного давления алюминиевым трубопроводом сечением 6X4 мм.
Трубопровод стыкуется дюритовым шлангом, имеющим внутрен-
ний диаметр меньше на одну шестую внешнего диаметра трубопрово-
да. Ответвления трубопровода осуществляются посредством алюминие-
вых сварных тройничков из трубок сечением 6X4 мм. Трубопроводы
присоединяются к приборам посредством дюритовых шлангов для обе-
Фиг. 133. Монтажная схема гироприборов и приемники воздушного
давления (трубки Пито).
1—труба в центроплане; 2—труба в крыле. СБ-374 — манодетандер;
ГПФ—фильтр; СБ-375-18 — коллектор; АГП-2—- авиагоризонт; УП'—ука-
затель поворотов; УС — указатель скорости на 800 км/час, УВ — высотомер
на 12 000 м; В-р — вариометр на 30 м/сек.
спечения амортизации доски. В местах стыковки трубок и соединения
их с дюритовыми шлангами на трубки нанесены цветные кольца шири-
ной 8 мм; на статической проводке — черного цвета, на динамической—
красного. Для удобства монтажа и демонтажа приемники воздушного
давления в отъемной части крыла и в центроплане трубки проложены
в' дуралюминовых трубах, закрепленных на носках нервюр хомутами.
В местах возможного перетирания трубопровода на трубки Надеты
дюритовые шланги.
Схема питания гироскопических приборов
Установленные на самолете гироскопические пилотажные приборы
АГП-2 и УП-2 работают на давлении от нагнетателя мотора (см.
фиг. 133).
215
Воздушная проводка присоединена при помощи дюрито-вого фитин-
га к штуцеру на коллекторе нагнетателя мотора. Трубопровод, идущий
от фитинга,\ подключен другим концом к регулятору давления, пред-
назначенному для поддержания давления в сети в пределах 100—
110 мм рт. ст. и для фильтрации воздуха от жидкости. Трубопровод,
имеет внутренний диаметр 13 мм.
Регулятор давления установлен на. левом мотобрусе; его установка
выполнена таким образом, чтобы обеспечить слив жидкости из фильтро-
вой камеры. Трубопровод, идущий от регулятора давления, подключает-
ся к пылевому фильтру, предназначенному для очистки воздуха от
пыли.
Коробка пылевого фильтра крепится на переднем лонжероне у
левого мотобруса'. Крепление коробки фильтра — легкосъемное при по-
мощи хомута с натяжным замком.
Трубопровод, идущий от пылевого- фильтра через проходной уголь-
ник в. противопожарной перегородке, подключен к коллектору.
Отработанный воздух авиагоризонта и указателя поворота отво-
дится за, кабину посредством тройника.
Для обеспечения надежной работы гироскопических приборов не-
обходимо следить за исправностью воздушной проводки и ее герме-
тичностью и не допускать резких перегибов- дюритовых шлангов за
приборной доской.
Приборы контроля работы мотора
Бензиномер СБЭ-1080
Для замера количества бензина- в бензобаках самолета при по-
ложении самолета в линии полета и на стоянке установлен электриче-
ский поплавковый суммирующий бензиномер типа СБЭ-1080.
-В каждом бензобаке установлен поплавковый датчик, соединенный
последовательно с указателем и датчиком в другом баке (фиг. 134).
Указатель бензиномера расположен на левой части приборной доски
пилота. В плюсовом питающем проводе включен выключатель 10а, по-
средством когорого можно отключить бензиномер.
Выключатель расположен на электрощитке пилота.
Замер бензина посредством указателя производится при положе-
нии самолета в линии полета и при стоянке самолета на земле. В по-
следнем случае можно также пользоваться показаниями механического
указателя, видными через верхнюю прозрачную крышку датчика бен-
зидомера.
Термометры воды и масла
Для контроля за работой мотора на самолете установлены электри-
ческие термометры ТМЭ-45, показывающие температуру входящего
масла и выходящей воды (фиг. 135)-.
Прибор состоит из указателя (измерителя), имеющего шкалу с де-
лениями от 0 до 160° С, и датчика (приемника).
Указатель представляет собой вибрационно-устойчивый магнитно-
электрический логометр с внутрирамочным магнитом.
Указатели температуры выходящей воды и входящего масла уста-
новлены на левой части приборной доски пилота; крепятся они на па-
216
нели стандартными кольцами. Электропроводка к указателям и датчи-
кам подключается при помощи штепсельных соединений.
Датчики представляют собой патрон со вложенным в него тепло-
чувствительным элементом, выполненным из медной проволоки в шел-
ковой обмотке.
Фиг. 134. Схема бензиномера.
X—плавкий предохранитель ПВ на 2А; 10а—выключатель 87-К бензиномеров;
53—указатель бензиномера СБЭ-1080; 52—датчик бензиномера СБЭ-1080 верх-
него бака; 51—датчик бензиномера СБЭ-1080 нижнего бака; 120—разъем в
электрощитке пилота; 10—электрощиток пилота.
Датчики термометров масла и воды одинаковы.
Датчики крепятся в. специальных штуцерах при помощи накидной
гайки с уплотнительной шайбой.
Датчик термометра входящего масла 61 установлен на патрубке,
идущем от нагнетающей помпы мотора.
Датчик термометра выходящей воды 59 установлен на патрубке,
соединяющем мотор с расширительным бачком.
Фиг. 135. Схема включения термометров воды и масла.
XI—предохранитель термометров, масла и воды ПВ на 2А; 58—указатель тер-
мометра воды ТМЭ-45; 59—датчик термометра воды ТМЭ-45; 60—указатель
термометра масла ТМЭ-45; 61—датчик термометра масла ТМЭ-45; 122—разъем
термометров.
218
Электропитание для термометров воды и масла берется через
предохранитель на 2А. Минусовые провода обоих датчиков, подключены
на одну клемму.
Тахометры ТЭ-45
Для определения числа оборотов мотора на самолете установлен
тахометр типа ТЭ-45. Тахометр ТЭ-45 состоит из генератора трехфаз-
ного тока (датчик) и указателя — мотора переменного тока. (фиг. 136).
Фиг. 136. Полумонтажная схема включения тахометра.
8—датчик тахометра ТЭ-44; 9—указатель тахометра ТЭ-44.
Генератор соединен с -указателем проводами в экранировке.
Генератор приводится в движение от кулачкового валика мотора
через специальный штуцер на задней части правого блока мотора. Вра-
щение от штуцера на блоке мотора передается к генератору через гиб-
кий валик длиной 300 Мм. Генератор крепится на. сварном кронштейне
к подкосу моторамы. Для удобства демонтажа хомут крепления гене-
ратора сделан в двух местах на шарнирах.
Указатель тахометра установлен на левой части приборной доски
пилота. Указатель крепится к панели доски посредством стандартного
кольца.
219

При монтаже генератора и гибкого валика не допускаются резкие
перегибы валика и скручивание и натяжение оболочки валика накид-
ными гайками. Гибкий валик должен быть установлен в одной линии
с осью кулачкового валика и генератора и должен вращаться свободно
без заеданий.
На самолетах с № 189'0101 по № 1890105 устанавливались тахомет-
ры ТЭ-22, с № 1890Г06 по № 1890125 устанавливались тахометры ТЭ-44,
а с № 1890126 устанавливаются тахометры ТЭ-45.
Внешне все три типа идентичны; отличаются они друг от друга
только' внутренними конструктивными изменениями.
Дистанционный электрический компас ПДК-44
Для определения курса, самолета относительно магнитного мери-
диана с самолета № 1890126 устанавливается дистанционный электри-
ческий компас типа ПДК-44 взамен компаса типа КИ-11.
Фиг. 138. Установка датчика компаса ПДК-44.
ПДК-44 состоит из датчика 167 (фиг. 137) и указателя 166. Ука-
затель ПДК-44 установлен на средней части приборной доски пилота.
Датчик ПДК-44 установлен на дуралюминовом кронштейне на левом
221
борту хвостовой части фюзеляжа между рамами № 8 и 9 (фиг. 138).
Датчик весьма чувствителен к железным массам, поэтому нельзя в
хвосте самолета держать какие-либо посторонние железные предметы.
Электропроводка между указателем и датчиком выполнена в экране
для устранения влияния электропроводки самолетной сети на показа-
ния компаса.
Примечание. Списывание девиации необходимо производить при уста-
новленном. фотоаппарате АФА-ИМ. только для определенного его положения; при
установке АФА-ИМ в другое положение списывание девиации необходимо произ-
вести повторно, так как АФА-ИМ оказывает существенное влияние на датчик
ПДК-44.
С самолета № 6410401 вместо компаса ПДК-44 устанавливается
компас ПДК-45. Внешне компас ПДК-45 не отличается от компаса
ПДК-44; только в электрической схеме указателя компаса имеется от-
личие (см. фиг. 137).
3. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
Электрооборудование самолета обеспечивает нормальную работу
освещения, электрообогрева, связи, фотооборудования, вооружения и
механизмов дистанционного управления.
Схема электрооборудования разбивается на ряд фидерных схем.
Каждая из этих фидерных схем включает один или несколько потре-
бителей электроэнергии, имеющих общий предохранитель.
Расположение агрегатов электрооборудования и проводки к ним
показаны на монтажных схемах самолета (фиг. 139 и 140).
Принципиальные и полумонтажные схемы электрооборудования по-
казаны на фиг. 141, 142, 143, 144, 145, 146, 147 и 148 (см. в конце
книги).
Электросеть на самолете выполнена по однопроводной схеме, элек-
тропроводка частично экранирована. Так, например, экранированы про-
вода, идущие от генератора ГС-10-350 к регуляторной коробке
РК-12Ф-350 и сетевому фильтру СФ-1А, провода от сетевого фильтра
до электрощитка ПДК-44, а также провода зажигания и тахометра.
Минусовые провода электросети включены на массу самолета.
Места включения минусовых проводов, тщательно зачищены до ме-
таллического блеска и после включения проводов покрыты красным ла-
ком марки АП.
В процессе эксплоатации самолета необходимо тщательно прове-
рять включения минусовых проводов на массу.
Система нумерации проводов — буквенно-цифровая: провод обо-
значается начальными буквами того агрегата, к которому он присоеди-
нен!; например: АНО-1, БХ-2 и т. д.
Минусовые провода обозначаются цифрами (без букв).
Все провода снабжены металлическими бирками с выбитыми на
них соответствующими номерами проводов; бирки установлены на кон-
цах проводов в. местах разъемов и агрегатов.
Для удобства монтажа и демонтажа электропроводки на самоле-
те установлены клеммовые разъемы. Электрическая защита бортовой
электросети осуществляется плавкими предохранителями, установлен-
ными в электрощитке пилота.
Запасные' предохранители устанавливаются на панели в правом
нижнем углу под приборной доской пилота.
222
45
Действительна с 1890101
ПО 1890129
160
tb-Я
Фиг. 139. Монтажная схема электрооборудования самолетов с № 1890101 по № 1
Обозначенные позициями агрегаты см. в табл. 9.
Самолет Ил-10
S'iU
молетов с № 1890101 по № 1890129 вкл,
табл. 9.
_IkLkiL
£ Боен o f к, ущн
СО —..
2 ОСНОЕ- ОЛ
S ФОегД
Фиг. 140. Монтажная схема электро<
Обозначенные позициям!
Самолет Ил-10
М В с
Фиг. 140. Монтажная схема электрооборудования самолетов с № 1890130.
Обозначенные позициями агрегаты см. в табл. 9.
основ он
ФО г-1 Д

х- Воень-о-Бозл уши
со
о
X
о
ей
Таблица 9
Спецификация к электросхемам, изображенным на фигурах 139—148
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
1 Г енератор 1 ГС-10-350 По 1890131
2 Регуляторная коробка 1 РК-12ф-350
3 Фильтр 1 СФ-1А
4 Аккумулятор 1 12А-10
5 Штепсельный разъем аккумулятора 1 Завода№240
6 Аварийный рубильник 1 82-К
7 Вольтамперметр 1 ВА-240
8 Датчик тахометра 1 ТЭ-44 По 1890129
9 Указатель электротахометра 1 ТЭ-44 „ 1890129
10 Электрощиток пилота
10а Кнопка аварийного рубильника 1 5-К бис По 1890129
106 Выключатель пулеметов 1 89-К
Юв Выключатель У ФО 1 87-К
Юг Переключатель шасси 1 88-К
10д Выключатель обогрева Пито 1 87-К
Юе Выключатель вибратора 1 87-К
Юж Кнопка вибратора левая 1 К-4
Юз Выключатель нижних АНО 1 87-К
Юи Выключатель верхних АНО 1 87-К
Юк Выключатель фары 1 89-К
Юл Выключатель рации 1 89-К
Юм Выключатель обогрева ЭСБР-ЗП 1 87-К
Юн Выключатель пушек 1 89-К
Юо Выключатель бензиномеров 1 87-К
Юр Шунт вольтамперметра 1 ША-240
Юс Кнопка вибратора правая 1 К-4
Юф Выключатель СЧ-3 1 87-К С 1890130
223

Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей 1 Количество Марка Я Примет а- » ние' Я
I Предохранитель УФО и прицела пи- лота 1 ПВ на 6А
II , Предохранитель электромеханизма управления триммером руля пово- рота 1 ПВ на 6 А
III Предохранитель сигнализации шасси 1 ПВ на 6 А По 1895121 I .Я
IV Предохранитель обогрева трубки Пи- то и ламп сигнализации шасси ПВ на 6А 9 1
V Предохранитель АФА 1 ПВ на 10 А По 1890129 1
VI Предохранитель трехцветной сигна- лизации и щитков 1 ПВ на 10 А
VII Предохранитель АНО и зажигания 1 ПВ на 6 А . >
VIII Предохранитель фары 1 ПВ на 20 А
IX Предохранитель радиостанции РСИ 1 ПВ на 20 А
X Предохранитель указателя бензино- мера 1 ПВ на 2А
,Х1 Предохранитель термометра воды 1 ПВ на 2А По 1895121
XII Предохранитель термометра масла 1 ПВ на 2 А По 1895121
XIII Предохранитель электромотора управ- ления .заслонками водорадиатора 1 ПВ на 20 А
XIV Предохранитель электромотора управ- ления заслонками маслорадиатора 1 ПВ на 20 А
XV Предохранитель бомбового вооруже- ния 1 ПВ на 30 А
XVI Предохранитель перезарядки пушек 1 ПВ на 10А
XVII Предохранитель перезарядки пуле- мета 1 ПВ на 10 А
XVIII Предохранитель стрельбы 1 ПВ на 40 А
XIX Предохранитель ДАГ-10 1 ПВ на 20 А
XX Предохранитель стрельбы пулеме- тов 1 ПВ на 30 А
XXI Предохранитель стрельбы пушек 1 ПВ на 20 А
XXII Предохранйтель аккумулятора 2 ПВ на 30 А
11 . Освещение компаса КИ-11 1- Готовое изделие По 1890125 .
224
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
12 Левая лампа облучения 1 УФО-1
13 Лампа облучения над пультом 1 УФО-1
14 Правая лампа облучения под лебед- кой 1 УФО-1
15 Розетка прицела пилота 1 47-К
16 Переключатель управления тримме- ром элерона 1 НП-1 По 1890129
11 Электромеханизм управления тримме- ром руля поворота 1 УТ-3
18 Сигнальная лампа положения трим- мера руля поворота (зеленая) 1 О С Л-42
19 Концевой выключатель убранного положения левой ноги шасси 1 ВК-166
20 Концевой выключатель выпущенного положения левой ноги шасси 1 ВК-166
21 Концевой выключатель выпущенного положения хвостового колеса 1 ВК-166
22 Концевой выключатель убранного положения правой ноги шасси 1 ВК-166
23 Концевой выключатель выпущенного положения правой ноги шасси 1 ВК-166
24 Лампа сигнализации убранного поло- жения левой ноги шасси 1 О С Л-42
25 Лампа сигнализации выпущенного положения левой ноги шасси 1 ОСЛ-42
26 Лампа сигнализации выпущенного положения хвостового колеса 1 ОСЛ-42
27 Лампа~~сигнализации убранного по- ложения правой ноги шасси 1 ОСЛ-42
28 Лампа сигнализации выпущенного положения правой ноги шасси 1 ОСЛ-42
29 Концевой выключатель на секторе газа 1 ВК-41 По 1890129
30 Левая кабинная лампа 1 КЛС-39
31 Правая кабинная лампа 1 КЛС-39
32 Обогрев приемника воздушного дав- ления 1
15 Самолет Ил-10
22-5
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
33 Розетка АФА 1 48-К
34 Электроклапан управления щитками 1 ЭК-1 По 1890131
35 Кнопка управления щитками 1 204-к'
36а Кнопки трехцветной сигнализации пи- 3 5-К бис По 1893129
лота
366 Лампа трехцветной сигнализации пи- 3 О С Л-42
лота *
37а Кнопка трехцветной сигнализации 3 5-К бис
стрелка
376 Лампа трехцветной сигнализации 3 ОСЛ-42
стрелка
38 Реостаты подсвета прицела стрелка 2 РЛ-70
39 Розетка прицела стрелка 1 47-К
40 Фильтр зажигания 1 АФП По 1890118
41 Пусковая катушка 1 КП-4716
42 Переключатель зажигания 1 ПОМ-3
43 Рабочее магнето 2 Готовое
изделие
44 Левые бортовые огни 1 пара АБ-42
45 Правые бортовые огни 1 пара АБ-42
46 Хвостовой огонь 1 ХС-39
47 Фара 1 ФС-155
48 Умформер 1 РУ-ПА
49 » 1 РУ-45
50 Лампа освещения механизма РПК 1 Готовое
изделие
51 Датчик бензиномера нижнего бака 1 СБЭ-1080
52 Датчик бензиномера верхнего бака 1 СБЭ-1080
53 Указатель бензиномера 1 СБЭ-1080
54 Указатель положения заслонок водо- 1 УПЗ-40
радиатора
55 Датчик указателя положения заело- 1 ДПЗ-40.
нок водорадиа|тора
226
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
56 Указатель положения заслонок мас- лорадиатора 1 УПЗ-40
57 Датчик указателя положения засло- нок маслорадиатора 1 ДПЗ-40
58 Указатель термометра воды 1 ТМЭ-41 По 1890129
59 Датчик термометра воды 1 ТМЭ-41 » 1890129
• 60 Указатель термометра масла 1 ТМЭ-41 1890129
61 Датчик термометра масла 1 ТМЭ-41 » 1890129
62 Переключатель электромотора управ- ления заслонками водорадиатора 1 НП-1 » 1890129
63 Концевой выключатель электромото- ра управления заслонками водо- радиатора 1 ВК-41 » 1890131
64 То же 1 ВК-41 » 1890131
65 Электромотор управления заслонками водорадиатора 1 УР-6
66 Переключатель электромотора уп- равления заслонками маслорадиа. !тора 1 НП-1 По 1890129
67 Сигнализация левого ДЕР-21 1 87-К » 1890129
68 Сигнализация правого ДЕР-21 1 87-К » 1890129
69 Мотор управления заслонками масло- радиатора 1 УР.-2
70 Контакт аварийного сбрасывателя 1 АСШ-141
71 Электросбрасыватель бомб 1 ЭСБР-ЗП
72 Кнопка сбрасывания 1 204-К
73 Колодка проверки пиропатрона 1 Завода №240
74 Лампа проверки пиропатрона > 1 ОСЛ-42
75 Розетка правая УХАП 1 48-К
76 Розетка левая УХАП 1 48-К
77 Правая блокировка ДЕР-21 1 87-К
78 Левая блокировка ДЕР-21 1 87-К
79 Пиропатроны наружных подвесок 2 Г отовое изделие
15*
227
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние;
80 Пиропатроны ДЕР-21 2 Готовое
изделие
81 Сигнализация левого люка 1 ВК-41 По 1890131
82 Сигнализация правого люка 1 ВК-41 „ 1890131
83 Кнопка перезарядки левой пушки 1 204-К „ 1890131
84 Кнопка перезарядки правой пушки 1 204-К „ 1895021
85 Кнопка перезарядки левого пулемета 1 204-К „ 1895021
86 Кнопка перезарядки правого пуле- 1 204-if „ 1895021
ме!та
87 Электроклапан перезарядки левой 1 ЭК-1 „ 1890131
пушки
88 Электроклапан перезарядки правой 1 ЭК-1 „ 1890131
пушки
89 Электроклапан перезарядки левого 1 ЭК-1 , 1890131
пулемета
90 Электроклапан перезарядки право- 1 ЭК-1 „ 1890131
го пулемета
91 Кнопка стрельбы 1 204-К
92 Реостат подсвета прицела пилота 1 РЛ-70
93 Реостат кабинных ламп пилота 1 РЛ-70
94 Реле выключателя спуска пулемета 1 ВМ-335
95 ЭлеКтроспуск левой пушки 1 ПЭС-1
96 Электроспуск правой пушки 1 ПЭС-1
97 Электроспуск левого пулемета 1 М-10-24 По 1890131
98 Электроспуск правого пулемета ' 1 М-10-24 , 1890131
99 Прибор ВМШ-10 1 ВМШ-10 „ 1890118
100 Фотокинопулемет 1 ПАУ-22
101а Выключатель ДАГ-10 у пилота 1 87-К
1016 Кнопка ' 1 5-К бис По 1890129
101в Лампа сигнализации 1 ОСЛ-42
102а Выключатель ДАГ-10 у стрелка 1 87-К
1026 Кнопка 1 5-К бис По 1890129
228
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
102в Лампа сигнализации 1 О С Л-42
103 Штепсельный разъем ДАГ-10 1 При гото- По 1890129
вом изделии
104 Плафон хвостовой части 1 п-зз
105 Выключатель плафона хвостовой ча- 1 87-К
с!ти
106 Сигнализации левого ДЗ-40 1 87-К
107 Сигнализации правого ДЗ-40 1 87-К
108 Лампы сигнализации ВМШ-10 8 О С Л-42 По 1890118
109 Кнопка проверки сигнальных ламп 1 5-К бис , 1890129
110 Лампы сигнализации бомб 4 О С Л-42
111 Лампы сигнализации бомболюков 2 ОСЛ-42
112 Реле АФА 1 КРС-1
113 Счетчик кадров задней точки 1 ПАУ-22
114 Счетчик кадров крыльевой точки 1 ПАУ-22
115 Кабинная лампа пилота 1 КЛС-39
116 Розетка реле КРС-1 1 48-К
117 Лампа облучения над ЭСБР-Зп 1 УФО-1
118 ПАУ-22 задней точки 1 ПАУ-22
119 Кнопка ПАУ-22 стрелка 1 204-К
120 Разъем в электрощитке 3 Завода№240
121 Разъем ВМШ-10 Г Семиклем- По 1890 И8
мная колод-
ка
122 Разъем у термометров 1 То же
123 Разъем в левой части цегщэрпдана 2 »
124 Разъем в правой части центроплана 2 • »
125 Разъем на ручке управления само- 1 »
летом
126 Разъем у водорадиатора 1. » По 1890129
127 Разъем у маслорадиатора 1 » „ 1890129
229
$
Продолжение
я
'Л!
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ; ние
128 Разъем в правой консоли 2 Семиклем- мная колод- ка
129 Разъем в левой консоли • 2 То же
130 Разъем у приемника воздушных дав- лений (трубки Пито) 1 74-К
131 Разъем в хвостовой части 3 Семиклем- мная колод- ка
132 Разъем у фары 1 74-К
133 Разъем у рации 1 74-К
134 Разъем на щитке трехцветной сигна- лизации пилота 1 Семиклем- мная колод- ка с 1895022
135 Разъем на пульте пилота 2 То же
137 Разъем для кнопки передатчика 1 74-К
138 Разъем в крыле для ПАУ-22 1 74-К
139 Разъем в хвостовой части для УТ-3 1 74-К _
140 Разъем на задней стенке пульпа триммера руля поворота ДЛЯ 1 74-К
141 Разъем -на бронеплите 1 74-К По 1890129
142 Разъем на щитке электросбрасыва- теля 1 Семиклем- мная колод- ка » 1890131
143 Вилка выключателя ПАУ-22 задней точки 1 48-К
144 Блок защиты аккумулятора 2 БЗ-20
145 Штепсельный разъем 209-К электромеханизме УТ-3) (при 1 209-К
146 Штепсельный разъем (при механиз- ме УР-2) 1 200-К
147 Розетка РО крайняя левая 1 48-К с 1891106
148 Розетка РО крайняя правая 1 48-К » 1891106
149 Розетка РО средняя левая 1 48-К » 1891106
150 Розетка РО средняя правая 1 48-К » 1891106
230
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
151 Кнопка сбрасывателя РО 1 204-К С 1891106
152 Электросбрасыватель РО 1 ЭСБР-Зп „ 1891106
154 Щиток взрыва СЧ-3 1 С 1895022 по 1894925
155 Приемопередатчик СЧ-3 1 С 1895022
156 Пусковая бобина 1 КП-4716 , 1890112
157 Переключатель электромехаяизма управления триммером элеронов 1 НП-1 С 1890115 по 1890129
158 Лампа сигнализации положения трим- мера элеронов 1 ОСЛ-42 С 1890115
159 Разъем у электромеханизма УТ-3 1 209-К „ 1890115
160 Электромеханизм управления трим- мером элерона 1 УТ-3 , 1890115
161 Кнопки закрытия люков 1 5-К бис С 1895022 по 1890129
162 Клапан закрытия люков 1 ЭК-1 С 1895022 по 1890131
163 Лампа освещения компаса ПДК-44 1 КЛС-39 С 1890126
164 Розетка питания СЧ-3 1 48-К „ 1895022
165 Вилка питания СЧ-3 1 48-К „ 1895022
166 Репитер компаса 1 ПДК-44 , 1890126
167 Датчик компаса 1 ПДК-44 „ 1890126
168 Реле включения УР-6 1 ВМ-335 С 1890119 по 1891033
169 То же 1 ВМ-335 С 1890119 по 1891033
170 Выключатель спецсигнала СЧ-3 1 89-К С 1890130
171 Кнопка перезарядки правой пушки (дублер) 1 5-К С 1890132
172 Выключатель спецсигнала СЧ-3 1 87-К С 1895122 по 1890129
174 Кнопка перезарядки левого пулемета (дублер) 1 5-К С 1890132
177 Выключатель ПАУ-22 1 87-К „ 1895122
231
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
1 Геиератор 1 ГС-10-350М с 1890132
8 Датчик тахометра 1 ТЭ-45 » 1890130
9 Указатель элеитротахометра 1 . ТЭ-45 » 1890130-
10а Кнопка аварийного рубильника 1 5-К » 1890130
10а Кнопка аккумулятора 1 5-К » 1890130
III Предохранитель щитка взрыва 1 ПВ на 2 А iC по 1890122 1894925
III Предохранитель СЧ-3 1 ПВ . 6 А с 1890130
V Предохранитель трехцветной сигна- лизации щитков, АФА 1 ПВ „10 А » 1890130
V/ Предохранитель ПДК-44 1 ПВ „ 2 А » 1890130
XI Предохранитель термометров масла и воды 1 ПВ „ 6 А. » 1892229
XI Предохранитель термометров масла и воды 1 ПВ „ 2 А я 1890130
XII Предохранитель электромеханизма управления триммером элерона 1 ПВ „ 6А » 1890115
и Выключатель освещения бомболюков 1 87-К » 1890130
16 Нагкимной переключатель управления электромеханизмом триммера руля поворота 1 НП-1М » 1890130
29 Контакт на секторе газа 1 ВК-166 » 1890130
34 Электроклапан щитков 1 ЭК-44 » 1890132
36а Кнопка трехцветной сигнализации пилота 3 5-К 1890130
37а Кнопка трехцветной сигнализации стрелка 3 5-К ». 1890130
40 Лампа облучения на жесткости пра- вая 1 УФО-1 » 1890115
58 Указатель термометра воды 1 ТМЭ-45 » 1890130
59 Датчик термометра воды 1 ТМЭ-45 » 1890130
60 Указатель термометра масла 1 ТМЭ-45 » 1890130
61 Датчик термометра масла 1 ТМЭ-45 » 1890130
232
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование агрегатов > и деталей Количество Марка Примеча- ние
62 Переключатель мотора управления заслонкой водорадиа'тора 1 НП-1М С 1890130'
63 Концевой выключатель электро- мотора управления заслонкой во- дорадиатора 1 ВК-44 „ 1890132
64 То же 1 ВК-44 „ 1890132
66 Переключатель электромотора уп- равления заслонкой маслорадиа- тора 1 НП-1М „ 1890130
67 Концевой выключатель сигнализации третьей точки 1 ВК-41 „ 189013а
68 Концевой выключатель сигнализации четвертой точки 1 ВК-41 „ 1890130.
81 Концевой выключатель сигнализации левого люка 1 ВК-44 „ 1890132
82 Концевой выключатель сигнализации правого люка 1 ВК-44 „ 1890132
83 Кнопка перезарядки левой пушки 1 5-К бис С 1890122 по 1890129
83 То же 1 5-К С 1890130
84 Кнопка перезарядки правой пушки 1 5-К бис С 1895122 по 1890129
84 То же 1 5-К С 1890130
85 Кнопка перезарядки левого пулемета 1 5-К бис С 1895122 по 1890129
85 То же 1 5-К С 1890130
86 Кнопка перезарядки правого пуле- мета 1 5-К бис С 1895122 по 1890129
, 86 То же 1 5-К С 1890130
94 Магнитный выключатель 1 К-100А „ 1891134
97 Электроспуск левого пулемета 1 Китенко „ 1890132
98 Электроспуск правого пулемета 1 и „ 1890132
1016 Кнопка ДАТ-10 у пилота 1 5-К „ 1890130
1026 Кнопка 1 5-К „ 1890130
93&
Продолжение
Обозначе- ние агрега- тов и деталей на схемах Наименование дгрегатов и деталей Количество Марка Примеча- ние
103 Кабинная лампа левого бомбоотсека 1 КЛС-39 С 1890130
108 Кабинная лампа правого бомбоотсека 1 КЛС-39 „ 1890130
109 Кнопка проверки сигнальных ламп 1 - 5Ж „ 1890130
121 Разъем на щйтке стрелка 1 Завода №240 С 1895122
по 1890129
121 То же 1 74-К С 1890130
134 Разъем на кассете ДАГ-10 1 74-К С 1895122
141 Разъем в хвосте для РУ-46 1 74-К по 1890129
157 Переключатель электромеханизма 1 НП-1М С 1890132
управления триммером элерона
161 Кнопка закрытия люков 1 5-К „ 1890130
162 Клапан закрытия люков 1 ЭК-44 „ 1890132
168 Реле включения УР-6 1 К-100А „ 1891134
169 То же 1 К-100А ,, 1891134
172 Кнопка перезарядки левой пушки 1 5-К „ 1890132
(дублер)
173 Кнопка перезарядки правого пуле- 1 5-К , 1891132
мета (дублер)
176 Кнопка включения СПУ-2М 1 204-К
175 Усилитель СПУ-2М 1 СПУ-2М
Источники электроэнергии
Источниками электроэнергии на самолете являются генератор
ГС-Ю-3150М. и аккумулятор 1J2A-10. Электроэнергия распределяется
между потребителями через электрощиток пилота.
Генератор ГС-10-350М ,
Генератор 1 (фиг. 149), установленный снизу под мотором, приво-
дится от мотора при помощи специальной эластичной муфты.
На оси ротора, генератора имеется ветрянка для его обдува. Для
дополнительного обдува генератора предусмотрен специальный патру-
бок-заборник воздуха из атмосферы. В цепь генератора включена ре-
234

Фиг. 149. Схема включения ге-
нератора регуляторной коробки
и фильтра.
/—генератор ГС-10-350М; 2—
регуляторная коробка
РК-12ф-350; 3—фильтр СФ-1А;
Юр—шунт вольтамперметр а
ША-240.
гуляторная коробка РК-12ф-350. Регуляторная коробка 2 имеет сле-
дующее назначение:
а) поддерживать постоянное напряжение генератора в пределах
26,5—28,5 V; эту роль выполняет одноступенчатый регулятор напряже-
ния, независимо от скорости вращения и нагрузки генератора;
б) обеспечить возможность параллельной работы генератора и
аккумуляторной батареи, т. е. включать в. электросеть генератор, когда
его напряжение достигнет 24—25 V, и отключить генератор от сети,
когда напряжение его меньше напряжения аккумуляторной батареи;
для этой цели служит минимальное реле;
в) защитить генератор от перегрузки; для этой цели служит макси-
мальное реле, которое при уменьшении сопротивления нагрузочной
цепи снижает напряжение генератора до допустимой величины; в этом
случае весь избыток нагрузки берет на себя аккумуляторная батарея..
Регуляторная коробка установлена на нервюре № 2 центроплана
справа между передним и задним лонжеронами, на резиновой амор-
тизации.
В цепь генератора за! регуляторной коробкой включен сетевой
фильтр СФ-1А. Фильтр 3 имеет назначение уменьшать помехи радио-
приемным устройствам. Фильтр установлен рядом с регуляторной ко-
робкой и укреплен без амортизации. Для подхода к регуляторной ко-
робке и сетевому фильтру имеются специальные лючки в. стенке углуб-
ления для колеса.
Аккумулятор 12 А-10
<
Аккумулятор включают в сеть самолета при помощи специальной
вилки и розетки 6 (фиг. 150). Розетка установлена' на контейнере акку-
мулятора, а вилка подключена, к бортовой сети, самолета.
Аккумулятор защищен от токов короткого замыкания предохрани-
телями, установленными в двух держателях предохранителей БЗ-20, ко-
торые установлены на контейнере аккумулятора.
Держатели предохранителей включены параллельно, в них встав-
лены плавкие вставки на ЗОА каждая. Для защиты вставок от меха-
нических повреждений и случайного замыкания на массу держатели
закрыты специальной карболитовой крышкой 2, закрепленной при по-
мощи барашковой гайки.
Аккумулятор можно включать в сеть и выключать при помощи
аварийного рубильника из кабины пилота..
Для контроля за. работой аккумулятора и напряжением в сети са-
молета в плюсовой провод аккумулятора включен вольтамперметр, ко-
торый расположен на' правой части приборной доски пилота. При от-
клонении стрелки вольтамперметра вправо от нуля показывается расход
электроэнергии от аккумулятора; при. отклонении стрелки вольтампер-
метра влево от нуля показывается зарядка аккумулятора током, иду-
щим от генератора. Отсчет по шкале ведется в амперах. Если нажать
на кнопку, расположенную на. вольтамперметре, стрелка будет показы-
вать по другой шкале напряжение в сети. Отсчет в этом случае следует
вести по другой шкале, отградуированной в вольтах.
Аккумулятор помещается в. деревянном контейнере 1, оклеенном
внутри войлоком толщиной 7 мм для утепления.
Контейнер устанавливается в хвостовой части фюзеляжа на пра-
вом борту между рамами № 4 и 5 на специальном кронштейне и кре-
пится за ручки двумя откидными болтами с барашковыми гайками.
236
На самолетах с № 1'890101 по № Г892525 аккумулятор устанавли-
вался между рамами № 6 и 7.
Фиг. 150. Установка аккумулятора с самолета № 1892526.
1—контейнер аккумулятора; 2—крышка предохранителей; 3—ложная розет-
ка; 4—выключатель плафона; 5—болт для крепления контейнера аккумуля-
тора; 6—розетка питания.
Эксплоатационные указания по уходу за аккумулятором
При снятии аккумулятора с самолета необходимо:
а) выключить аварийный рубильник;
б) отвернуть на три-четыре оборота барашковые гайки на откид-
ных болтах и откинуть их в стороны;
в;) выключить вилку из розетки аккумулятора и вставить ее в хо-
лостую розетку 3 (см. фиг. 150), установленную впереди на- кронштейне
аккумулятора; холостая розетка предохраняет вилку от замыкания на
корпус самолета;
г)1 снять контейнер.
При установке и переноске нельзя подвергать аккумулятор ударам
и толчкам, а также опрокидывать его.
На самолетах Ил-10, начиная с № 1890126, устанавливаются сухо-
заряженные аккумуляторы.
Сухозаряженные батареи, в результате специальной сушки отри-
цательных пластин и надежной герметизации элементов при хранении
до эксплоатации, дают возможность значительно сократить время, не-
обходимое для подготовки аккумулятора к эксплоатации.
В отличие от обычных батарей сухозаряженные батареи имеют на
блоке обозначение «СЗ» -(сухозаряженные), нанесенное красной краской.
237
Сухозаряженные аккумуляторные батареи, полученные с аккуму-
ляторных заводов и не бывшие еще в зксплоатации, нужно хранить
в чистом и сухом помещении. До момента заливки батареи электро-
литом пробки у всех элементов должны быть завернуты доотказа и
бумажная заклейка отверстий пробок не должна быть повреждена. На
батареи не должна попадать никакая жидкость.
При передаче батареи в эксплоатацию обязательно выполнить сле-
дующие требования:
а) если батареи были снабжены глухими (нерабочими) пробками,
то последние заменить на рабочие пробки;
б) если батареи были снабжены пробками с бумажными заклей-
ками, то заклейки удалить и отверстия пробок очистить от клея.
Дальнейший уход за сухозаряженными батареями и их эксплоата-
ция должны вестись по существующим правилам ухода за обычными
авиабатареями типа 2А-5, 12А-10 и 12А-30.
Аварийный рубильник
Аварийный рубильник типа 82-К предназначен для включения и
выключения аккумулятора. Выключение аварийного1 рубильника осу-
ществляется дистанционно при помощи кнопки 10а из кабины пилота
(фиг. 151).
Для того чтобы включить аварийный рубильник,' необходимо по-
тянуть доотказа за шарик, установленный на специальной коробке на
полу в кабине пилота. От шарика идет тросовая проводка к аварий-
ному рубильнику.
Аварийный рубильник установлен между рамами № 5 и 6 на пра-
вом борту хвостовой части фюзеляжа . против люка, через который он
может быть включен или выключен рукой. Для включения рубильника
необходимо потянуть за его рычажок по полету, а для выключения -— на-
жать кнопку с красной головкой на верхней части рубильника.
При зксплоатации самолета не допускается:
а) долго держать в нажатом состоянии кнопку выключения во из-
бежание перегорания соленоида &;
б) попадание влаги в боуденовскую оболочку троса, что приводит
к выходу из строя тросового управления включением рубильника;
в) снимать крышку аварийного рубильника, когда он находится
под током.
На самолетах с № 6410910 вместо’ аварийного рубильника 82-К
устанавливается контактор К-ЮОА. Контактор установлен в- хвостовой
части фюзеляжа между рамами № 4 и 5 на правом борту. Включение
и выключение контактора К-ЮОА производится из кабины пилота тумб-
лером, установленным на электрощитке пилота.
Принципиальная схема включения аккумулятора с помощью кон-
тактора К-ЮОА показана на фиг. 151.
Коммутационная аппаратура
Электрощиток пилота
Электрощиток пилота (фиг. 152) является пультом, на котором со-
средоточена в. основном вся коммутационная аппаратура электрообо-
рудования самолета.
.Щиток представляет собой дуралюминовую коробку, закрываю-
щуюся откидной крышкой.
Крышка электрощитка крепится в коробке при помощи двух не-
теряющихся винтов. В верхней части панели электрощитка смонтирова-
ны 21 держатель плавких вставок типа БЗ-20.
238
239
Фиг. 151. Схема управления
аварийным рубильником.
XXII—предохранитель ак-
кумулятора ПВ на ЗОА; 10—
электрощиток пилота;
10а—кнопка 5-К аварийно-
го рубильника; Юр—шунт
ША-240; 4—аккумулятор
12А-10; 5—штепсельный
разъем аккумулятора; 6—
аварийный рубильник 82-К;
7—вольтамперметр ВА-240;
120—разъем в электрощит-
ке; 131—разъем хвостовой
части; 144—блок защиты
аккумулятора БЗ-20; а—
кнопка включения рубиль-
ника; б—рычаг включения;
в — соленоид; а — рычаг
включения; д—контактная
пружина; е—возвратная
пружина; ж—возвратная
пружина; з—кулисы; и—
боуденовская - оболочка;
к—шарик включения ава-
рийного рубильника; л—
ролик.
(Ж
s

Блоки электрозащиты закрыва-
ются крышкой, с наружной сторо-
ны которой сделана надпись, «пре-
дохранители».
Внутренняя поверхность крыш-
ки, во избежание короткого замы-
кания, изолирована. На внутренней
стороне крышки наклеена таблица
с обозначением допускаемой силы
тока и назначения каждого предо-
хранителя. Держатели предохрани-
телей крепятся каждый одним вин-
том в центре держателя.
Помимо блока защиты на па-
нели электрощитка смонтированы
переключатель магнето ПОМ-3, две
кнопки:|! К-4 и выключатели сле-
дующих агрегатов: АНО, АНОН
(нижние) вибратора, УФО, рации,
обогрева приемника воздушного
давления (трубки Пито), обо-
грева ЭСБР-ЗП, СЧ-3 (с самолета
№ 1895122), пушек и пулеметов,'
бензиномера и фары, кроме" того,—
переключатель сигнализации шасси
и кнопка аварийного рубиль-
ника.
На самолетах с № 6410801,
вместо выключателей стрельбы из
пушек и стрельбы из пулеметов.,
установлены выключатели стрельбы
из крайних пушек и стрельбы из
средних пушек.
На внутренней стенке коробки
щитка установлен шунт вольт-
амперметра. Над каждым выклю-
чателем имеется белая надпись на
черном . фЬнр, показывающая на-
значение выключателя.
Все надписи нанесены на об-
щем дуралюминовом трафарете
светящейся массой.
В' ночное время надписи све-
тятся при облучении их лампами
УФО.
На корпусе электрощитка на-
клепаны контактные клеммы для
минусовых проводов.
* Вторая пусковая кнопка К-4 вве-
дена с машины № 1890112.
С самолета № 6410505 вместо кно-
пок К-4 устанавливается кнопка 2ПНП-47.
16 Самолет Ил-10
241
Электрощиток стрелка
На правом борту кабины стрелка установлен электрощиток стрел-
ка; на щитке смонтированы (фиг. 153):
а) колодка подключения шлемофона стрелка;
б) лампы и кнопки трехцветной сигнализации;
в) кнопка, лампа и выключатель управления ДАГ-10;
г) реостат включения освещения прицела стрелка;
д) счетчик кадров, фотокинопулемета стрелка.
Электрощиток состоит из панели, изготовленной из дуралюминово-
го листа толщиной 1,5 мм. В основании панель имеет сплошную петлю,
вокруг которой может отбрасываться на угол 90°.
руля Высоты
Фиг. 153. Электрощиток стрелка с самолета № 1890119.
1—нетеряющийся болт; 2—абонентская колодка СПУ; 37а—кнопки трех-
цветной сигнализации; 876—лампы трехцветной сигнализации; 102а—выклю-
чатель ДАГ-10; 10'26—лампа сигнализации ДАГ-10; 102в—кнопка сигнали-
зации ДАГ-10; 38—реостат освещения прицела; 113—счетчик кадров ПАУ-22;
121—разъемная колодка.
Б верхней части панель крепится двумя болтами 1 барашкового
типа.
За панелью на бронекорпусе установлены три семиклеммных ко-
лодки разъема электропроводов (см. 131 в табл. 9). Подход к ним
Обеспечивается путем поворота панели электрощитка.
С задней стороны панели установлена одна семиклеммная колодка
разъема для внутреннего электромонтажа проводов.
Электрощиток введен с самолета № 1890119; реостат РЛ-70 вклю-
чения прицела устанавливался на самолетах по, № 1890129, а с
№ 1890130 устанавливается реостат типа ОМЛ-13.
Счетчик кадров устанавливается с машины № 1890130.
С самолета № 6411123 счетчик кадров, не устанавливается, а уста-
навливается сигнальная лампа фотопулемета С-13.
До введения электрощитка на самолете все агрегаты устанавли-
вались на броне кабины на отдельных кронштейнах. '
242
Щиток электросбрасывателей ЭСБР-ЗП
На правом борту кабины пилота установлен щиток, на котором
расположены (фиг. 154):
а) ЭСБР-ЗП бомб;
б) ЭСБР-ЗП реактивных орудий;
в) колодка со штырем проверки боевой. проводки бомбосбрасы-
вания;
г) переключатель «50—ЮОР/о» мощности радиопередатчика (с
№ 1892625), или переключатель «нормальный — форсированный» (с
№ 6410505);
Фиг. 154. Щиток электросбрасывателей с самолета № 1890131.
1—.колодочка проверки пиропатронов; 2—переключатель мощности; 3—або-
нентская колодка СПУ;. 4—ЭСБР-РО; 5—выключатель спецсигнала СЧ-3;
6—ЭСБР бомб; 7—механизм дистанционной настройки приемника РСИ6-МУ;
8—нетеряющийся болт; 9—одноштырьковая вилка; 10—ручка включения
подогрева ЭСБР; 11—ручка регулятора громкости РСИ-6МУ; 12—ручка
настройки РСИ-6МУ.
е) выключатель «Спецсигнал СЧ-3» (с машины № 1895123);
ж) колодка включения телефонов и ларингофонов шлемофона пи-
лота.
Вся аппаратура установлена на панели щитка. Панель снизу имев!
петлю по1 всей своей длине и может быть повернута на 9СР для удоб-
ства. монтажа и демонтажа приборов, установленных на ней.
Крепится панель двумя болтами 8 барашкового типа.
Панель окрашена в черный матовый цвет под цвет приборной
Доски.
16;
243
Трафареты на панели щитка выполнены светящимися; над трафа-
ретами установлены защитные пластины из плексигласа.
Основание щитка выполнено из листового дуралюмина толщиной
1 мм.
При открывании и закрывании панели щитка следует обращать
внимание на следующее:
а) не защемляются ли провода панелью, не могут ли они в по-
лете перетереться об острые края металлических изделий, имеющихся
на панели;
5 6 7 S
Фиг. 155. Щиток электросбрасывателей на самолетах с № 1890119 по № 1890130.
1—сигнальная лампа ОСЛ-42 проверки пирозатворов; 2—.колодка проверки
пирозатворов; 3—электросбрасыватель бомб ЭСБР-ЗП; 4—выключатель 87-К
спецсигнала; 5—петля щитка; 6—переключатель 87-К мощности передатчика;
7—механизм дистанционной настройки приемника РСИ-6МУ; 8—гибкий валик
Дистанционной настройки приемника; 9—жгут в резиновой трубке; 10—на-
кидная гайка; 11—панель щитка; 12—нетеряклцийся болт; 13—жгуты в экра-
нированной оплетке; 14—абонентская штепсельная колодка СПУ; 15—штеккер
проверки пиропатронов; 16—электросбрасыватель РО.
б) не замыкаются ли металлическими бирками проводов токоведу-
щие детали приборов и аппаратуры.
На самолетах с№ 1'89'0101 по № 1890118 ЭСБР-ЗП бомб, колодка
проверки боевой проводки бомбосбрасывания и ЭСБР-ЗП реактивных
орудий устанавливались на правом борту кабины у приборной доски
пилота на отдельных кронштейнах. Механизм настройки радиоприем-
ника РСИ-6МУ и колодка подключения телефонов и ларингофонов
244
шлемофона пилота устанавливались на правом борту на. отдельных
кронштейнах.
На самолетах с № 1890119 по № 1890130 устанавливался щиток
согласно фиг. 155. Механизм настройки радиоприемника РСИ-6МУ
устанавливался на щитке совместно с электросбрасывателями, которые
располагались один над другим, в. отличие от нового щитка,ч где они
стоят один за другим; последнее расположение облегчает подключение
электропроводки к ЭСБР-ЗП (РО) и ЭСБР-ЗП бомб.
Механизм дистанционной настройки радиоприемника РСИ-6МУ на
новых щитках установлен слев-а внизу (см. фиг. 154) для более удоб:
ного пользования ручками настройки приемника.
Потребители электроэнергии на самолете
Освещение самолета
Для освещения приборов и агрегатов, установленных в кабине
пилота, имеется бортовое освещение, состоящее из восьми ламп.
Основным освещением для ночных условий является ультрафиолетовое
облучение, получаемое от ламп УФО. Bi кабине пилота установлены
пять ламп УФО (фиг. 156). Одна лампа 12 на левом и две —14 и 117
на правом бортах для облучения приборной доски.
Две лампы (13 и 40) установлены за спиной пилота; одна для
облучения пульта, а другая для облучения правого борта.
Лампы включаются выключателем 10в с надписью «УФО», уста-
новленным на электрощитке в кабине пилота.
Для освещения кабины при стоянке на земле, а также при. работе
с картой в воздухе, установлены три лампы КЛС-39: две лампы — 30
и 31 — для освещения приборной доски и одна — 115 — для освещения
пульта. Включаются лампы КЛС-39 через реостат 93, установленный
на дополнительной панели приборной доски.
Для освещения отсека хвостовой части фюзеляжа установлен пла-
фон 104 типа П-33 между рамами № 4 и 5 на потолке фюзеляжа.
Плафон включается включателем 105, установленным на кронштейне
аккумулятора (см. 4 на фиг. 150).
Для освещения лимба датчика компаса ПДК-44 установлена ка-
бинная лампа 163 над датчиком между рамами № 8 и 9. Включается
лампа включателем плафона.
Для освещения бомбоотсеков и для контроля зацепления рычагов
замка ДЗ-40 внешней подвески при различных положениях кулачка
замка с машины № 1890'130 установлены в каждом бомбоотсеке на
верхней обшивке по одной кабинной лампе КЛС-39 (103 и 108).
Включаются эти лампы выключателем 11, установленным в левом
бомбоотсеке рядом с кабинной лампой.
Осмотр правильности зацепления рычажка замка производится при
помощи зеркала, которое установлено под соответствующий угол у
замка ДЗ-40.
Лампы УФО имеют колбу из «черного» увиолевого стекла, кото-
рое обладает свойствами пропускать только ультрафиолетовые, не ви-
димые для глаза лучи. Под воздействием этих лучей светящиеся со-
ставы, нанесенные на шкалы приборов, а также светящиеся трафа-
реты, начинают ярко светиться и становятся отчетливо видными. Вслед-
ствие этого лампы УФО не ослепляют пилота и не мешают ему вести
наблюдение за воздухом и землей. Мощность каждой лампы УФО-
245
о о о о оо
115
• 13
.—.-.——-----
06 —
хл-----
ЙФ0-5-
9Ф0-5-
НФ
Фиг. 156. Схема освещения самолета.
1—предохранитель УФО,1 прицела пилота и плафона; /V— предохранитель обогрева
трубки Пито и кабинных ламп; 10в—выключатель 87-К УФО; 10д—выключатель 87-К
обогрева трубит Пито; 12—левая лампа УФО-1; 13—лампа УФО-1 над пультом;
14—правая лампа УФО-1; 30—левая кабинная лампа КЛС-39; 31—правая кабинная
лампа КЛС-39; 40—лампа УФО-1; 93—реостат РЛ-70 кабинных ламп пилота;
104—плафон П-33 хвостовой части; 105—выключатель 87-К плафона хвостовой части;
115— кабинная лампа пилота КЛС-39; 117—лампа УФО-1; 120—разъем в электро-
щитке; 131— разъем хвостовой части!; 163—юабинная лампа освещения ПДК-44;
11—выключатель освещения бомбоотсека; 103—кабинная лампа левого бомбоотсека;
108—кабинная лампа правого бомбоотсека.

Фиг. 157. Схема аэронавигационных огней, фары
и обогрева приемника воздушного давления
(трубки Пито).
IV—предохранитель обогрева трубки Пито и
кабинных ламп на 6А; VII—предохранитель
АНО и зажигания на 6А; VIII—предохрани-
тель фары на 20А; 10д—выключатель 87-К
обогрева трубки Пито; Юз—выключатель 87-К
нижних АНО; 10и—-выключатель 87-К верхних
АНО; Юк—выключатель 89-К фары; 32—обо-
г'рещ трубки Пито; 44—левые бортовые огни
АБ-42; 45—правые бортовые огни АБ-42; 46—
хвостовой огонь ХС-39; 47—фара ФС-155;
120—разъем в электрощитке; 123—левый разъ-
ем центроплана; 128—разъем в правой кон-
соли; 129—разъем в левой консоли; 130—
разъем у трубки Пито; 131—разъем в хвосто-
вой части; 132—разъем у фары.
25 W. К колбам ламп УФО прикасаться не следует, так как они сильно
нагреваются (до 250° С).
Арматура УФО отличается от арматуры КЛС-39 только увеличен-
ным колпачком. Лампа 117 на правом борту устанавливается с машины
№ 1890115.
-
Аэронавигационные огни
Для обеспечения полета самолета в ночных условиях и для воз-
можности световой сигнализации на землю установлены на концевых
обтекателях крыла парные бортовые огни типа АБ-42 и хвостовой
огонь ХС-39 на коке хвоста фюзеляжа (фиг. 157).
Левые огни — красные, правые огни — зеленые, хвостовой огонь —
белый. Бортовые огни видны спереди, сверху, снизу и сбоку, а сзади
не видны. Хвостовой огонь виден со всей задней полусферы. Управ-
ляются огни двумя выключателями Юз и 10и, установленными на. элек-
трощитке пилота. При включении выключателей АНО и АНОН за-
гораются все огни.
Если выключить АНОН,— будут гореть только верхние бортовые
огни (строевые). В этом случае .верхние бортовые огни будут видны
спереди, сбоку и сверху.
При сигнализации бортовыми огнями необходимо пользоваться вы-
ключателем АНО.
Обогрев трубки Пито включается тумблером 10д, установленным
на электрощитке пилота.
Посадочная фара
Bi носке левой части крыла между нервюрами № 5 и 6 установ-
лена самолетная фара типа ФС-155 с лампой накаливания мощностью
220 W (фиг. 158). Фара закреплена в специальном кронштейне, имею-
щем зажимные кольца со сферической поверхностью. Сферические по-
верхности колец позволяют регулировать световой луч фары в горизон-
тальной и вертикальной плоскостях.
Регулирование фары производится на земле при стоянке самолета
на трех точках. Для регулирования фары имеется лючок в нижней
обшивке крыла- у переднего- лонжерона. Чтобы придать фаре требуе-
мый угол, надо предварительно ослабить винты зажимных колец крон-
штейна. В горизонтальной плоскости фара устанавливается под углом
10—13° влево от оси самолета (конструкция крепления допускает ре-
гулирование по конусу от 0 до 25'°).
В вертикальной плоскости угол установки фары составляет 12—15°
вниз относительно оси самолета.
Включается фара из кабины пилота при помощи выключателя
Юк (см. фиг. 157).
При замене лампы, а также три чистке отражателя надо снять за-
стекление носка. Отражательную поверхность фары протирать только
замшей или мягкой байкой.
Световая сигнализация шасси
В- систему световой сигнализации шасси и хвостового колеса вхо-
дят следующие детали (фиг. 159):
а) концевые выключатели ВК-166, установленные на подкосах
и верхних замках шасси (19, 20, 22 и 25);
248
б) концевой выключатель ВК-166, установленный за сектором га-
за (29);
в) концевой выключатель ВК-166, установленный на рычаге подъе-
ма хвостового колеса (21);
г) переключатель 88-К световой сигнализации (Юг);
д) лампы сигнализации типа ОСЛ-42, установленные на прибор-
ной доске (две красные — 24 и 27 и три зеленые—-25, 26 и 28).
Фиг. 158. Установка фары.
При стоянке самолета на земле с выпущенными шасси и хвостовым
колесом и запертыми замками должны гореть лампы сигнализации
зеленого цвета. В этом случае концевые выключатели ВК-166 на под-
косах шасси замкнуты.
Концевые выключатели на верхних замках при полностью убран-
ном шасси замыкают цепь красных ламп 24 и 27, которые загораются.
Так как сигнализация хвостового колеса имеет только одну зеленую
лампу, то при убранном хвостовом колесе сигнализация отсутствует.
Тумблер 10г световой сигнализации шасси включен в минусовую
цепь и электрически связан с концевым выключателем 29, установлен-
ным на секторе газа. Это обеспечивает при переводе рычага газа в
положение «малый газ» автоматическое включение сигнализации, если
тумблер не был включен. .Момент замыкания выключателя 29 регули-
249
Фиг. 159. Схема сигнализации
шасси.
IV—предохранитель обогрева
•приемника воздушного давле-
ния (трубки Пито) и ламп
сигнализации шасси (ПВ на
6А); 10—электрощиток пилота;
Юг—тумблер 88-К сигнализа-
ции шасси; 10д—выключатель
87-К обогрева трубки! Пито;
19—концевой выключатель
ВК-166 левой ноги, шасси
(убранного положения); 20—
то же выпущенного положе-
ния шасси; 21—то же выпу-
щенного положения хвостового
колеса; 22—то же убранного
положения правой ноги шас-
си; 23—то же выпущенного
положения; 24—лампа сигна-
лизации ОСЛ-42 левой ноги
шасси (убранного положения);
25—то же выпущенного поло-
жения; 26—то же хвостового
колеса; 27—то же убранного
положения правой ноги шас-
си; 23—то же выпущенного
положения; 29—концевой вы-
ключатель на секторе газа;
120—разъем на электрощитке;
123—левый разъем центро-
плана; 124—правый разъем
центроплана; 131—разъем в
хвостовой части.
руется по оборотам мотора, потребным при планировании самолета,
идущего на посадку.
На самолетах с № 1890101 по № 1890127 на секторе газа устанав-
ливался концевой выключатель ВК-41 (фиг. 160), а с самолета
№ 1890128 устанавливается концевой выключатель ВК-166 (фиг. 161).
В последнем случае к нижней части рычага нормального газа при-
клепывается кулачок 3, который при вращении рычага нажимает на
Фиг. 160. Установка концевого выключателя ВК-41
на самолетах с № 1890101 по № 1890127.
1—концевой выключатель ВК-41; 2—кронштейн;
3—флажок.
Фиг. 161. Установка концевого
выключателя ВК-166 на секто-
ре газа (с машины № 1890128).
1—концевой выключатель
ВК-166; 2—флажок; <3—кула-
чок; 4—кронштейн.
флажок 2, являющийся передаточной связью между концевым выклю-
чателем и кулачком. Концевой выключатель 1 установлен на сварном
кронштейне 4. Регулировочный болт на штоке концевого выключателя
позволяет производить регулирование хода штока.
Система зажигания
Для запуска мотора на самолете применена система зажигания, со-
стоящая из двух пусковых катушек 41 и 156 (фиг. 162), двух кнопок
К-4 или кнопки 2ПНП-47 (с самолета № 6410505), переключателя маг-
нето 42 и выключателя 10е.
Запуск мотора можно производить от одной катушки (двумя поль-
зуются обычно в холодное время года).
Левая пусковая катушка установлена на левом мотобрусе, пра-
вая — на подкосе рамы. Кнопка К-4, переключатель магнето ПОМ-3 и
выключатель установлены на электрощитке пилота.
Вся электропроводка системы зажигания выполнена двухпроводной
экранированной; детали системы' надежно заметаллизированы.
Предупреждение. 1. Выключатель 10е должен быть всегда вы-
ключен и включать его следует в момент запуска, иначе возможен за-
пуск мотдра при случайном нажатии кнопки К-4.
251
Фиг. 162. Схема зажигания.
VII—плавкий предохранитель ПВ-6; 10е—выключатель 87-К; вого вибратора; 41—пусковая катушка КП-4716 левая;
Юж—кнопка К-4 левого вибратора; ' /Ос—кнопка К-4 пра- 42—переключатель зажигания ПОМ-3; /об—пусковая ка-
тушка КП-4716 правая; 43—рабочие магнето.
2. Кнопку К-4 не держать долго нажатой (свыше 15 сек.) во из-
бежание сгорания обмотки пусковой катушки.
3. Регулярно проверять исправность металлизации проводки пуско-
вого зажигания; это обеспечит надежную радиосвязь.
На самолетах с № 1890101 по № 1890111 устанавливалась одна
пусковая катушка КП-4716 и одна пусковая кнопка К-4.
На самолетах с № 1890101 по № 1890118 в разрыве проводов пу-
сковой кнопки (провода ЗЖ-1 и ЗЖ-2) устанавливалась фильтровая
коробка типа АФП.
Механизмы дистанционного управления
В числе потребителей электроэнергии особое место занимают
электромеханизмы дистанционного управления. Продолжительность ра-
боты этих механизмов незначительна, но потребляемая ими электро-
энергия обычно больше энергии, потребляемой другими агрегатами. По-
этому, как правило, разрешается включать на работу одновременно не
больше одного механизма.
Управление триммером элерона
Для управления триммером элерона применен электромеханизм
УТ-3 (160 на фиг. 163), нажимной переключатель 157 и сигнальная
лампочка 158. Электромеханизм УТ-3 состоит из следующих основных
элементов:
а) реверсивного электродвигателя мощностью 30 W;
б) двухступенчатого редуктора дифференциально-планетарного ти-
па с передаточным отношением 1365 : 1;
в) концевых выключателей I и II и контакта III сигнальной лам-
пы нейтрального положения триммера, вмонтированных в корпус ре-
дуктора;
г) ходового- винта.
Пуск и реверс механизма УТ-3 осуществляется переключателем
НП-1М. .
Сигнальная лампочка загорается в. момент установки триммера в
нейтральное положение. При отклонении триммера в крайние положе-
ния концевые выключатели I и II автоматически отключают электро-
мотор механизма.
Механизм УТ-3 установлен в носке правого элерона. Нажимной
переключатель и сигнальная лампа установлены на пульте пилота. Руч-
ка переключателя НП-1М триммера элерона окрашена в черный цвет.
Управление триммером элерона при помощи механизма УТ-3 вве-
дено, начиная с машины № 1890115.
Управление триммером руля поворота
Для управления триммером руля поворота применен электромеха-
низм УТ-3 (7)7 на фиг. 164), нажимной переключатель 16 и сигнальная
лампа 18. Схема соединения аналогична схеме управления триммером
элерона (см. фиг. 163). Элекцромеханизм УТ-3 установлен на заднем
лонжероне киля. Нажимной переключатель НП-1М и сигнальная лам-
па установлены на пульте пилота. Ручка переключателя НП-1М трим-
мера руля поворота окрашена, в черный цвет. ......
253
ТЗ
0135
тэ-
158
ОБМОТКЯ
ЛЕВОГО
ВРАЩЕНИЯ
УКТОР
4157
—L‘n
150
ЭЛЕКТРОМОТОР МЭ-30/
обмотка прявог
। врящения
157 Г
ТЭ-1
< >-135
1 4l28> ’
игловая
ПЕРЕДАЧА
ВЫКОДНОЙ ВИНТ

Фиг. 163. Электросхема управления триммером элерона.
XII плавкий предохранитель ПВ-6; 157—переключатель НП-1М электромеханизма
триммера элерона; 158—сигнальная лампа ОСЛ-42 нейтрального положения триммера
элерона; 159—разъем 209-К у электромеханизма УТ-3; 160—электромеханизм УТ-3;
10—электрощиток пилота; 135—разъем на пульте шасси; 128—разъем в правой
консоли.
Фиг. 164. Электросхема управления
II—плавкий предохранитель ПВ-6; 135—разъем на пульте
шасси; 16—переключатель НП-1М управления электромеха-
низмом триммера руля поворота; 18—сигнальная лампа
нейтрального положения триммера руля поворота; 145—
триммером руля поворота.
разъем 209-К у электромеханизма УТ-3; 17—электромеха-
низм УТ-3 управления триммером руля поворота; 140—
разъем 74-К на задней стенке пульта шасси; 131—разъем
на эдектрощитке стрелка; 139—разъем 74-К на пирамиде
кока.
Управление заслонкой маслорадиатора
Для открытия и закрытия заслонки маслорадиатора применяется
электрическое управление, состоящее из механизма УР-2 и нажимного
переключателя НП-1М (фиг. 165).
С самолета № 6410406 вместо механизма УР-2 устанавливается
механизм УР-7М. В отличие от мотора механизма УР-2 мотор УР-7М
имеет специальное самоторможение, благодаря чему остановка мотора
Фиг. 165. Схема управления заслонкой маслорадиатора.
X—предохранитель ПВ на 2А; 56-—указатель УПЗ-40 положения заслонки
маслорадиатора; 57—датчик ДПЗ-40 указателя заслонки маслорадиатора;
XIV—предохранитель ПВ на 20А; 66—переключатель ПН-1 электромотора
управления заслонкой маслорадиатора; 146—разъем на электромеханизме УР-2;
69—электромеханиэм управления заслонкой М1аслорадиетора УР-2; 10—элек-
трошиток пилота; 120—разъем в электрощитке пилота; 135—разъем на пульте
шасси.
происходит сразу же после выключения тока, тогда как мотор меха-
низма УР-2 после выключения тока по инерции вращается некоторое
время, вызывая дополнительное перемещение заслонки маслорадиа-
тора.
Электромеханизм -УРД состоит из следующих основных элементов:
а)| реверсивного электродвигателя постоянного тока мощностью
60 W;
256
б) редуктора, состоящего из червячной пары и двухступенчатой
дифференциально-планетарной передачи с (передаточным отношением
4790:1;
в) концевых выключателей I и II.
Пуск механизма УР-2 осуществляется нажимным переключателем
типа НП-1М. Механизм УР-2 установлен в передней части левого бом-
боотсека. Нажимной переключатель установлен на пульте пилота.
Ручка нажимного переключателя НП-1М управления заслонками
маслорадиатора окрашена, в коричневый цвет.
Для контроля за положением заслонки маслорадиатора на само-
лете установлен электрический указатель положения заслонки УПЗ-40.
Комплект прибора УПЗ-40 состоит из датчика ДПЗ-40 и указате-
ля. Датчик имеет реостат, по которому движется ползунок, связанный
с тягой заслонки посредством тросика. При движении заслонки тяга
увлекает за собой тросик, а тросик приводит во вращательное движе-
ние ползунок; обратное движение осуществляется возвратной пружи-
ной датчика. Электрические токи разного значения поступают на ука-
затель по проводам УМ-1 и УМ-2, и его стрелка показывает положе-
ние заслонки.
Указатель УПЗ-401 установлен на левой части приборной доски пи-
лота, а датчик —- в. бомбоотсеке. Концевые выключатели I и II авто-
матически выключают мотор при крайнем закрытом или крайнем от-
крытом положениях заслонки.
Управление заслонкой водорадиатора
Для открытия и закрытия заслонки водорадиатора применено
электрическое управление, состоящее из ((фиг. 166):
а) электромеханизма УР-6;
б) нажимного переключателя НП-1М;
в)( двух концевых выключателей ВК-41.
Электромеханизм УР-6 состоит из следующих основных элементов:
а) реверсивного двигателя постоянного тока мощностью 400 W;
б) редуктора;
в) ходового винта.
Пуск механизма УР-6 осуществляется нажимным переключателем
типа НП1-1М. .
Механизм УР-6 установлен в передней части правого бомбоотсека;
там же установлены два концевых выключателя ВК-41. Нажимной
переключатель НП-1М установлен на пульте пилота.
Концевые выключатели ВК.-41 имеют назначение выключать цепь
питания мотора при нахождении заслонки в одном из крайних положе-
ний. Отдельные концевые выключатели ВК-41 установлены потому, что
механизм УР-6 не имеет концевых выключателей в своей конструкции.
Для контроля за положением заслонки на самолете в левой части
приборной доски пилота установлен электрический указатель положе-
ния заслонки водорадиатора УПЗ-40.
Датчик ДПЗ-40 установлен в правом бомбоотсеке и работает оди-
наково с ДПЗ-40 заслонки маслорадиатора.
При эксплоатации самолета не рекомендуется пробовать работу
мотора УР-6 от самолетного аккумулятора во избежание его разрядки.
Опробование производить от наземного источника электроэнергии.
На самолетах с № 1895125 в схему электромеханизма, УР-6 вве-
дены магнитные выключатели (реле) типа ВМ-335 (фиг. 167). Магнит-
7 Самолет Ил-10 257
Сл
OS
Фиг. 166. Электросхема управления заслонками водорадиатора на самолетах с № 1890101 по № 1890118.
X—предохранитель ПВ на 2А указателя бензиномера и
заслонок водорадиатора; А///—предохранитель ПВ на 20А
электромотора управления заслонками водорадиатора; 54—
указатель УПЗ-40 положения заслонок водорадиатора;
55—датчик ДПЗ-40 указателя положения заслонок водора-
диатора; 62—переключатель ПН-1М электромотора управ-
ления заслонками водорадиатора; 63—концевой выключа-
тель ВК-41 электромотора управления заслонкой водора-
диатора; 64—концевой выключатель ВК-41 электромотора
управления заслонкой водорадиатора; 65—электромотор
управления заслонкой водорадиатора; 120—разъем в элек-
трощитке; 124—разъем в правой части центроплана;
126—разъем у водорадиатора; 135—разъем на пульте
пилота.
яые выключатели обеспечивают подачу тока для мотора УР-6, минуя
переключатель НП-1М и ВК-41, чем предохраняются контактные устрой-
ства этих агрегатов от обгорания (на самолетах с № 1890119 ВМ-335
включалось только для защиты ВК-41).
Фиг. 167. Электросхема управления заслонками водорадиатора
на самолетах с № 1895125.
X—предохранитель ПВ на 2А указателя бензина; ХШ—предохранитель ПВ на
20А мотора водорадиатора; 54—указатель положения заслонок УЗП-40 водора-
диатора; 55—датчик ДПЗ-40 указателя заслонок водорадиатора; 62—переклю-
чатель ПН-1М мотора водорадиатора; 63—концевой выключатель ВК-41;
64—концевой выключатель ВК-41; 65—электромеханизм УР-6 заслонок водо-
радиатора; 120—разъем в> электрощитке; 124—правый разъем цейтроплана;
135—разъем на пульте пилота; 168—реле ВМ-335 включения УР-6; 169—реле
ВМ-335 включения УР-6.
На самолетах с № >1890130 взамен концевых выключателей типа
ВК-41 установлены концевые выключатели типа ВК-44.
На самолетах с № 1891134 взамен ВМ-335 установлены
магнитные выключатели К-100А, отличающиеся от ВМ-335 только
габаритами.
17 - 259
Электрическое управление вооружением самолета
Электрическое управление бомбосбрасыванием
Для приведения в действие замков подвески бомб применены элек-
трический запал пиропатронов. После взрыва пиропатрона происходит
механическое открытие замка.
На самолете имеются две подвески бомб —- наружная и внутренняя.
В проводке к наружной подвеске установлена розетка для включения
питания замков. Бомбосбрасывание осуществляется при помощи
ЭСБР-ЗП |(фиг. 168). Электросбрасыватель ЭСБР-ЗП имеет восемь то-
чек включения, но используются на самолете Ил-10 только первые че-
тыре.
Блокировочное устройство при помощи выключателей 77 и 78 не
дает возможности сбросить внутренние бомбы, не сбросив бомбы на-
ружные. Блокировочные выключатели установлены на переднем ухвате
подвески бомб. Для обеспечения сбрасывания бомб только при откры-
тых предохранителях замков подвески (предохранители открываются
механически ручкой аварийного сбрасывания бомб при установке ее
в положение «ПО» — предохранитель открыт), введен блокировочный
контакт 70 на АСШ-141, который замыкается в момент установки руч-
ки АСШ-141 в положение «ПО».
Кнопка сбрасывания 72 включена после блокировочного контакта
70. От кнопки электрический ток по проводам идет на ЭСБР-ЗП и реле
112 пуска фотоаппарата АФА-ИМ, служащего для автоматического фо-
тографирования результатов собственного бомбометания.
Розетка включения питания фотоаппарата АФА-ИМ установлена
на ограждении тяг элерона в кабине стрелка.
Реле КРС-1 установлено на левом борту хвостовой части фюзеляжа
у бронеперегородки.
Для проверки исправности боевых проводов БХ-1, БХ-2, БХ-3 и
БХ-4 и пиропатронов на щитке ЭСБР-ЗП смонтирована разъемная ко-
лодка 73 и сигнальная лампа 74. При проверке штырь с карболитовой
ручкой надо подвести к контакту колодочки и, если проводка и пиро-
патрон исправные, то лампочка загорается.
На земле проверку производить до подвески бомб, только с за-
ряженными пиропистолетами. Держать штырь подключенным не свыше
3 сек.
Для проверки, сброшены ли бомбы, применена, световая электри-
ческая сигнализация, состоящая из кнопки 109 проверки сигнальных
ламп, четырех ламп ОСЛ-391 110, двух концевых выключателей 68 и 67
для внутренней подвески и двух тумблеров 106 и 107 для наружной
подвески. Сигнальные лампы и кнопки расположены на верхней до-
полнительной панели приборной доски пилота. На стекле окошечка
лампы нанесены цифры, обозначающие номер подвески по принци-
пиальной схеме.
Пятая лампа 111 сигнализации положения люков установлена на
той же панели. Минусовый провод лампы (БХ-19, БХ-18) подключен
последовательно к двум концевым выключателям ВК-41 левого- и пра-
вого бомболюков; вследствие этого лампа загорается только тогда,
когда, открыты оба бомболюка.
При подвешенных -бомбах наружной подвески и нахождении, ручки
аварийного сбрасывания бомб в положении .«ПО» сигнальные лампы
горят, так как они замыкаются дополнительной проводкой (провод
260
Фиг. 168. Электросхема бомбо-

7ZZZZZZZZ&2Z.
6X17
БХ-15
>123
Ж
131
2Ч/|<Л
25 i
БХ-14
ху
бх^та-БХ-аа-
10 Ха
120 Л
бх-«

вого вооружения на самолетах
с № 1890130.
XV—предохранитель ПВ-30
бомбового вооружения; Юм—
выключатель ,87-К обогрева
ЭСБР-ЗП; 67—ВК-44 сигнали-
зации третьей точки ДЕР-2Ц;
68—ВК-44—сигнализации чет-
вертой точки ДЕР-21; 70—
контакт АСШ-41 аварийного
сбрасывания; 71—электросбра-
сыватель бомб ЭСБР-ЗП;
72—кнопща 204-К сбрасыва-
ния бомб; 73—колодка про-
верки пиропатронов; 74—лам-
па ОСЛ-42 проверки пиро-
патронов; 75—розетка 48-К
правая для прибора дымовых
завес; 76—то же левая; 77—
выключатель 87-К правой
блокировки ДЕР-21; 78—то же
левой блокировки; 79—пиро-
патроны наружных подвесок;
80—пиропатроны ДЕР-21; 81—
концевой выключатель ВК-44
сигнализации левого люка;
82—то же правого люка; 106—выключатель 87-К
сигнализации левой ДЗ-40; 107—то же правой
ДЗ-40; 109—кнопка 5-К проверки) сигнализации
ламп; 110—лампы ОСЛ-42 сигнализации бомб;
111—лампа сигнализации открытия люков;
112—реле КРС-1 включения фотоаппарата;
120—разъем в электрощитке; 123—разъем в ле-
вой части центроплана; 124—разъем в правой
части центроплана; 125—разъем на ручке управ-
ления самолетом; 131—разъем в кабине стрелка;
135—разъем на пульте пилота; 161—кнопка 5-К
закрывания бомболюков; 162—клапан ЭК-1 за-
крывания бомболюков.
БХ-14). Для контроля подвески бомб на земле в схеме предусмотрена
кнопка 5-К, которая установлена рядом с лампами сигнализации
бомб.
Закрытие бомболюков производится пневмоэлектрическим спосо-
бом, открытие — механическим способом при установке ручки АСШ-141
в положение «ПО». Для закрытия бомболюков. применен электроклапан
162 типа ЭК-44 и кнопка 161 типа 5-К. Кнопка установлена на левом
борту кабины пилота на щитке перезарядки оружия.
. Минусовый провод от ЭК-44 присоединен к концевому выключа-
телю 68 сигнализации бомбосбрасывания; таким образом только после
сбрасывания бомб с подвески № 4 и срабатывания выключателя 68
тухнет лампа № 4 и становится возможным закрыть бомболюки. При
смене перегоревших ламп сигнализации бомбосбрасывания и сигналь-
ной помпы бомболюков необходимо отвернуть болт с накаткой (на па-
нели сигнализации бомб) и снять крышку.
Электросбрасыватели . ЭСБР-ЗП имеют индивидуальный обогрев,
включение которого производится выключателем 10м, установленным
на электрощитке пилота.
На самолетах с № 1890101 по № 189Г29 схема бомбосбрасыва-
ния выполнена согласно, фиг. 169. Управление закрытием бомболюков
в этом случае — раздельное. Сигнализация открытия левого и правого
бомболюков также раздельная. На самолетах этих серий устанавли-
вался механизм ВМШ-10, описание которого не приводится, так как
он с вооружения снят.
Электрическое управление стрельбой из реактивных орудий
Самолет вооружен четырьмя балками реактивных орудий, на схеме
(фиг. 170) они показаны розетками 147, 148, 149 и 150, к которым под-
ключаются пирошнуры при подвеске реактивных снарядов. Розетки
подключения пирошнуров к балкам установлены между нервюрами № 4
и 5 левой и правой плоскостей.
Для управления стрельбой из реактивных орудий установлен
ЭСБР-ЗП (РО), Из имеющихся восьми точек подключения использу-
ются только четыре. Стрельба из реактивных орудий возможна' по
одному снаряду, по два и по четыре. Провод питания ЭСБР-ЗП (РО)
проходит только через одну боевую кнопку 151 и не имеет электриче-
ской блокировки, как, например, в схеме бомбосбрасывания на
АСШ-141.
Крышка, над кнопками «РО», «О» и «Б» на ручке управления са-
молетом является предохранительной; ее не рекомендуется открывать
без необходимости во избежание случайного выстрела.
ЭСБР-ЗП для РО установлен рядом с ЭСБР-ЗП для бомб на пра-
вом борту кабины пилота: (см. фиг. 154).
На самолетах с № 1891106 по № 1890129 жгуты, идущие к розет-
кам РО, прокладывались по переднему лонжерону центроплана до от-
сека шасси и затем в отсеке шасси — по заднему лонжерону крыла.
С машины № 1890130 жгуты РО проложены в трубках 1 (см.
фиг. 170) по правому борту кабины пилота и заднему лонжерону цен-
троплана; это упрощает эксплоатацию электрооборудования самолета.
Балки реактивных орудий и электропроводка к ним установлены
на самолетах, начиная с № 1891106.
262
Электрическое управление стрельбой из крыльевых пулеметов и пушек
Управление стрельбой из пушек —• электропневматическое, а стрель-
бой из пулеметов — электрическое. Для воздействия на спуск пушек
установлены пневмоэлектроспуски типа ПЭС-1. Пневмоэлектроспуски
работают от сжатого воздуха, а приводятся в действие электричеством.
В цепи пневмоэлектроспусков установлен выключатель пушек Юн
(фиг. 171), посредством которого можно отключить пушки при стрельбе
одними пулеметами. Для управления спуском пулеметов установлены
электромагнитные спуски типа М-10, представляющие собой соленоид
с. железным подвижным сердечником. При номинальном напряжении
электромагнитный спуск потребляет ток силой 15 А. Ввиду большой
силы тока, потребного для работы М-10, в схему включен магнитный
включатель 94 типа ВМ-335, посредством которого включаются в ра-
боту пулеметы.
С машины № 1890130 схема подключения ВМ-335 изменена таким
образом, что от ВМ-335 силовой ток поступает на питание пушек и
пулеметов. Это изменение схемы предохраняет контакты кнопки 91 от
обгорания.
. Выключатели Юн и 106 пушек и пулеметов и предохранители XX
и XXI подключены после ВМ-335, в отличие от старой схемы, где они
подключены до ВМ-335.
Выключателем 106 можно отключить пулеметы при стрельбе пуш-
ками и включенном ПАУ-22.
Электромагнитные спуски установлены непосредственно на пуле-
метах; пневмоэлектроспуски ПЭС-1 установлены на стенке третьей нер-
вюры крыла. ВМ-335 установлен на передней стенке пульта пилота;
Выключатели пушек и пулеметов и предохранители вмонтированы на
электрощитке пилота. Управление стрельбой из пушек и пулеметов,
а также включение фотокинопулемета производится от боевой кнопки
стрельбы 91, которая установлена на ручке управления самолетом.
На самолетах с № 1890132 взамен .электроспусков М-10 установ-
лены электроспуски Китенко, потребляющие меньшую силу тока.
На самолетах с № 1891134 магнитные включатели ВМ-338 заме-
нены включателями К-100А, отличающимися от ВМ-335 только габа-
ритами.
Монтаж электропроводки по ручке управления самолетом
На ручке управления самолетом установлены четыре кнопки типа
204-К, предназначенные для:
a)j включения СПУ;
б) стрельбы из реактивных орудий;
в) стрельбы из пушек и пулеметов;
г) сбрасывания бомб.
Кнопки сбрасывания бомб, стрельбы из пушек и из реактивных
орудий имеют одну общую крышку 6 (фиг. 172). На крышке выгра-
вированы буквы: для кнопки сбрасывания бомб — «Б», для кнопки
стрельбы из реактивных орудий — «РО» и для кнопки стрельбы из пу-
шек—>«О». Кнопка СПУ не имеет крышки, она обозначена на кор-
пусе ручки знаком «СПУ». К кнопкам подходят девять проводов, кото-
рые на баранке ручки проложены в специально сделанных канавках
и обшиты кожей. Провода с баранки направлены внутрь ручки. Внутри
ручки установлена деревянная направляющая 7, которая при правиль-
263

Я-5ВХ-6
—а-is
120 131
-----о— бл
131 125
—бл-ic -у-
БХ-7
ЮМ
10
гз
6Х-3 ВЫ BX-Z
Й(рф(^ф@®®,®фф|
1Ф®®©}-7-7
74
бомбового вооружения на самолетах с № 1890101 по № 1890129.
6Х-166Х-1&
123=

SX-Z5 6H-Z6
Фиг. 169. Электросхема
XV—предохранитель ПВ-30 бомбового вооружения; 10м—
выключатель 87-К обогрева ЭСБР-ЗП; 67—выключатель
87-К сигнализации третьей точки ДЕР-21; 68—выключатель
87-К сигнализации четвертой точки ДЕР-21; 70—контакт
АСШ-141 аварийного сбрасывания; 71—электросбрасыватель
бомб ЭСБР-ЗП; 72—кнопка сбрасывания 204-К; 73—ко-
лодка проверки пиропатронов; 74—лампа ОСЛ-42 проверки
пиропатронов; 75—розетка 48-К правая; 76—розетка 48-К
левая; 77—выключатель 87-К правой блокировки ДЕР-21;
78—выключатель 87-К левой блокировки ДЕР-21; 79—пиро-
патроны наружные подвесок; 80—пиропатроны ДЕР-21;
81—концевой выключатель ВК-41 сигнализации левого лю-
ка; 82—концевой выключатель ВК-41 сигнализации правого
люка; 99—прибор ВМШ-10; 106—выключатель 87-К сигна-
лизации левой ДЗ-40; 107— выключатель 87-К сигнализации
правой ДЗ-40; 108—лампы ОСЛ-42 сигнализации ВМШ-10;
109—кнопка 5-К проверки сигнализации; 110—лампы ОСЛ-42
сигнализации бомб; 111—лампы ОСЛ-42 сигнализации от-
крытия люков; 112—реле КРС-1 включения фотоаппа-
рата; 120—разъем в электрощитке; 121—разъем на
правой части приборной доски; 123—левый разъем цен-
троплана; 124—правый разъем центроплана; 125—разъем на
ручке управления самолетом; 131—разъем в кабине стрелка;
116— розетка питания АФА.
ео
ияжя
О!
фффф
150 Ц149/V 143^\147Г\
6S 65 64
4 А 4

S3 £5
РО-5
125
W®@
ywunuJftjJ
Фиг. 170. Схема упра
влейия стрельбой из
реактивных орудий.
XV—предохранитель на
ЗОА бомбового воору-
жения; 10м — выключа-
тель 87-К обогрева
ЭСБР-ЗП; 120—разъем в
электрощитке; 123— ле-
вый разъем центро-
плана; 125—разъем на
ручке управления самолетом;
соли; 129—разъем в левой
Wi
РО-З -^—Р0-3 \
- PD-2-^r- Р33\
ГРО-1 —^-РО-Р
33
4
/25—'разъем
консоли;
на правой кон-
747—розетка 48-К
крайняя левая для РО; 148—розетка 48-К. крайняя правая

а о
для РО; 149—розетка РО. средняя левая; 150—розетка РО
средняя правая; 151—кнопка 204-К сбрасывателя РО;
152—электросбрасыватель РО ЭСБР-ЗП,.
Фиг. 171. Схема управления
стрелковым вооружением.
XVIII—предохранитель стрель-
бы ПВ на 40А; XX—предо-
хранитель ПВ на ЗОА для
пулеметов; XXI—предохрани-
тель ПВ на 20А для пушек;
106—выключатель 89-К пуле-
метов; Юн—выключатель 89-К
пушек; 91—кнопка стрельбы
204-К; 95—электроспуск ЭК-44
левой пушки; 96—электро-
спуск ЭК-44 правой пушки;
97—электроспук М-10 левого
пулемета; 100— фотокинопуле-
мет крыла ПАУ-22; 114—счет-
чик кадров крыльевой точки
ПАУ-22'; 120—разъем в элек-
трощитке; 123—левый разъем
центроплана; 125—разъем на
ручке управления самолетом;
128—разъем на правой кон-
соли; 129—разъем в крыле;
138—разъем 74-К в крыле;
177—выключатель 87-К для
ПАУ-22; 94—реле ВМ-335
включения стрелкового воору-
жения (по № 1891133); 94—
магнитный включатель К-ЮОА
(с машины 1891134); 98—
электроспуск М-10 правого
пулемета.
Фиг. 172. Монтаж электропроводки на ручке управления самолетом.
1—кнопка 204-К пуска СПУ; 2—кнопка 204-К стрельбы РО; 3—кнопка 204-К
стрельбы из пушек и пулеметов; 4—кнопка бомбосбрасывания; 5—ручка
управления самолетом; 6—крышка; 7—направляющая бобышка; 8—-дерматин;
9—штуцер выхода жгута из колонки.
268
ной ее постановке обеспечивает прохождение проводов мимо конусного
болта и предохраняет их от повреждения при установке ручки.
Провода по выходе из направляющей разбиты на два пучка; в та-
ком же порядке они проходят в месте расположения оси вращения
ручки. По выходе из штуцера ручки 9 провода заделаны в один жгут,
на который надета металлическая оплетка и поверх ее— манжет из
дерматина 8.
При эксплоатации самолета необходимо периодически (не реже од-
ного раза в течение ГО полетов) осматривать провода в. местах возмож-
ного перетирания, в частности, в месте выхода из штуцера 9.
Предупреждение. Не 'разрешается на самолете открывать предо-
хранительную крышку кнопок без особой надобности во избежание воз-
можных самострелов пуШек, реактивных орудий или сбрасывания бомб;
следует всегда помнить, что электроблокировку имеет только кнопка
сбрасывания бомб на ручке АСШ-141, а кнопки РО и О электробло-
кировки не имеют и крышка кнопок является единственной блокиров-
кой.
На самолетах с № 1890101 по № 1890133 провода по- ручке управ-
ления самолетом прокладывались снаружи ручки; провода были за-
ключены в металлическую- оплетку, а жгут крепился к ручке двумя
ленточными хо-мутами.
Электрическое управление перезарядкой оружия
Перезарядка пушек и пулеметов из кабины пилота производится
с помощью четырех пневмо-электроклапанов типа ЭК-44 и четырех кно-
пок типа 5-К.
Пневмоэле-ктроклапаны 87, 88, 89 и 90 -(фиг. 173) установлены в
отсеке пулеметов- между нервюрами № 1 и 2, а кнопки 83, 84, 85 и 86
установлены на специальном щитке (с машины № 1890133) на левом
борту кабины пилота.
Для производства перезарядки пушек на земле при опробовании
оружия в схему включены дублирующие кнопки пушек 171, 172, 173 и
174. Дублирующие кнопки установлены в отсеках пулеметов между
нервюрами № 1 и 2 левой и правой консолей.
Электроуправление фотокинопулеметом ПАУ-22
крыльевой установки
Для контроля за стрельбой из пушек и пулеметов на самолете
установлен ф-о-токинопулемет (ФКП)- типа ПАУ-22 на правой плоскости
между нервюрами № 4 и 5.
Фотокинопулемет снабжен электрическим обогревом, включение
которого производится! 'автоматически- йфредств1о-м trepмю-реле а -(фир. 174)1
при температурах от [+5° до—10° С.
На самолетах с № 1890130 на правом борту кабины пилота под
гаргрот-ом (фиг. 175) установлен счетчик кадров фотокинопулемета. От
предохранителя на 20А, расположенного на электрощитке, питание че-
рез выключатель 181 (см. фиг. 174) подведено к ПАУ-22. Пуск в ра-
боту ПАУ-22 производится от боевой кнопки 91, служащей для стрель-
бы из пушек и пулеметов.
Счетчик кадров- имеет питание от свободного штыря кнопки стрель-
бы 91. Выключатель ПАУ-22 установлен на правом борту кабины рядом
•со счетчиком кадров фотокинопулемета (см. фиг. 175).
269
Фиг. 173. Схема перезарядки
оружия.
XVI—п р едохр анитель перез ар ядки
пушек; XVII—предохранитель пере-
зарядки пулеметов; 83—кнопка пе-
резарядки левой пушки; 84—кнопка
перезарядки правой пушки; 85—
кнопка перезарядки левого пуле-
мета; 86—кнопка перезарядки пра-
вого пулемета; 87—пневмоэлектро-
клапан левой пушки; 88—пневмо-
электрокл1апан правой пушки; 89—
пневмоэлектроклапан левого пуле-
мета; 90—пневмоэлектроклапан пра-
вого пулемета; 123—левый разъем
центроплана; 128—разъем правой
консоли; 129—разъем левой консо-
ли; 171—кнопка перезарядки правой
пушки (дублер); 172—кнопка пере-
зарядки левой пушки (дублер);
173—кнопйа перезарядки) правого
пулемета (дублер); 174— кнопка пе-
резарядки левого пулемета (дуб-
лер).
9
Фиг. 174. Схема включения фотокинопулемета ПАУ-22, установленного в крыле.
XVIII— предохранитель ПВ-20 стрельбы; 10—электрощитов ке управления самолетом; 128—разъемы в правой плоскости;
пилота; 91—кнопка 204-К стрельбы; 100—фотокииопулемет 138—разъем у фотокинопулемета; 181—выключатель 87-К
ПАУ-22; 114—счетчик кадров ПАУ-22; 125—разъем на руч- для включения ПАУ-22.
Фиг. 176. Схема включения фотокинопулемета задней установки.
V—предохранитель ПВ-10; 33—розетка 48-К питания АФА и ПАУ-22;
120—разъем; ИЗ—счетчик кадров ФКП задней установки; 118—фотокинопу-
лемет ПАУ-22; 119—кнопка.
272
На самолетах с № 1890101 по № 1890129 устанавливался ПАУ-22
без счетчика кадров. Схемы управления и обогрева ПАУ-22 на этих
машинах аналогичны схеме фиг. 174.
Электроуправление ПЛУ-22 задней установки
Для контроля за стрельбой из пулемета задней установки и для
учебной тренировки стрелка на самолете установлен фотокинопулемет
типа. ПАУ-22 на задней установке (фиг. 176).
Фотокииопулемет закреплен непосредственно на стрелковой уста-
новке, а кнопка пуска его смонтирована таким образом в установке
пулемета, что при нажатии спуска пулемета включается и фотокино-
пулемет.
На самолетах с № 1890130 счетчик кадров задней установки ФКП
установлен на правом электрощитке стрелка; до машины № 1890130
счетчик кадров не устанавливался.
Жгут фотокинопул ем ета съемный и прикладывается в запасной
комплект к самолету.
Обогрев. ПАУ-22 присоединен постоянно к сети.
Включается ПАУ-22 в розетку 33 питания фотоаппарата на стенке
ограждения тяг элеронов. При включенном фотокинопулемете работать
с фотоаппаратом нельзя.
Установки фотопулеметов С-13
На самолетах с № 6411123 вместо фотокинопулемета ПАУ-22 уста-
навливается фотопулемет С-13.
Фотопулемет снабжен электрическим обогревом, включение кото-
рого производится автоматически с помощью термореле при темпера-
туре ниже —15ЧС.
Схемы включения фотопулемета, показаны на фиг. 177 и 178.
Указание по установке фотопулемета С-13
При первой установке С-13 на самолет необходимо снять обтека-
тель С-13 с крыла, отвернуть вилку разъема 209-К, смонтированного
на жгуте, подходящем к С-13, и смонтировать эту вилку на жгутик,
имеющийся в. комплекте С-13. При этом концы проводов, паять; белый
к контакту № 1, красный к № 2, синий к № 3 и черный к № 4.
После монтажа вилки разъема 209-К подключить жгутик с по-
мощью вилки или к розетке жгута, подходящего к С-13, или к розетке
жгута С-13 задней установки.
Электрическое управление сбрасыванием дистанционных
авиационных гранат
В боевой комплект самолета входит десять гранат (расположенных
в одной кассете)| типа ДАГ-10. Гранаты сбрасываются при помощи
электромагнита б, смонтированного в кассете ДАГ-10 (фиг. 179).
Кассета установлена на правом борту хвостовой части фюзеляжа
между рамами № 3 и 4.
Электромагнит за каждым импульсом тока производит толчок на
звездочку кассеты, в результате чего происходит поворот кулачкового
вала кассеты и сбрасывание одной гранаты. При сбрасывании послед-
18 Самолет Ил-10 273
ней гранаты размыкается сигнальная цепь при помощи кнопки а типа
5-К и сигнальные лампы гаснут.
Управление сбрасыванием гранат установлено у пилота и стрелка
и состоит из кнопок сбрасывания 1016, 1026 и выключателей 101а и
102а. Выключатель, кнопка и сигнальная лампочка у пилота установ-
лены на правой части приборной доски. Выключатель, кнопка, и сигналь-
ная лампа стрелка установлены на электрощитке стрелка (с машины.
Фиг. 177. Схема включения фотопулеме-
та С-13 крыльевой установки.
100—фотопулемет С-13; 114—лампа
ОСЛ-42 сигнализации; 10у и Ют—вы-
ключатели 89-К пушек; 177— выключа-
тель 87-К; 91—кнопка 5-К стрельбы.
Фиг. 178. Схема включения
фотопулемета С-13 задней
установки.
118,—фотопулемет; 113—
лампа ОСЛ-42 сигнализа-
ции; 33—розетка 48-К;
143—вилка включения;
119—кнопка 204-К.
,Nb 1890119). При включенном выключателе и заряженной кассете за-
гораются сигнальные лампы на щитках пилота и стрелка. При нажатии
на кнопку сбрасывается одна граната. Для сбрасывания всех гранат
необходимо десятикратное нажатие кнопки. После сброса последней:
гранаты гаснут красные сигнальные лампы.
Предостережение. Если горит красная сигнальная лампа ДАГ-10,.
необходимо быть осторожным, чтобы случайно, не нажать на кнопку
сбрасывания.
На. самолетах с № 1890101 по № 1890118 устанавливались Щитки,
управления ДАГ-10, поставлявшиеся вместе с кассетой (фиг. 180).
274
ю
СП
Фиг. 179. Схема включения ДАГ-10.
XIX—предохранитель ПВ-20; 101а—выключатель 87-К; ния 5-К; 102в—сигнальная лампа ОСЛ-42; 131—разъем;
1016—кнопка сбрасывания 5-К; 101в—сигнальная лампа 134—разъем 204-К; а—.сигнальная кнопка на кассете;
ОСЛ-42; 102а—выключатель 87-К; 1026—кнопка сбрасыва- б—электромагнит кассеты; в—кассета.
/
Правый борт~л\
кабины пилота \
.Левый борт
I/ кабины пилота
3
на самолетах с № 1890101 по № 1890118.
4
2
Фиг. 180. Установка щитков ДАГ-10
1—щиток ДАГ-10; 2—сигнальная лампа ОСЛ-42; 3—кнопка 5-К бис; 4—вы-
ключатель 87-К-
Трехцветная сигнализация
В кабине пилота на гаргроте фюзеляжа, у переднего стекла фо-
наря установлена панель' 12 (см. фиг. 130) с тремя кнопками для пере-
дачи сигналов и тремя лампочками для приема сигналов (фиг. 181).
Как лампочки, так и
и зеленый.
На самолетах по
кнопки установлены в
Система трехцветной сигнализации питается от электросети через
предохранитель V.
кнопки окрашены в три цвета: красный, белый
№ 1890118 включительно такие же лампочки и
кабине стрелка на правом борту (фиг. 182).
4. РАДИООБОРУДОВАНИЕ
На сам*одеты устанавливается радиостанция, предназначенная для
двухсторонней связи самолета с землей и самолетов между собой в
полете.
На самолетах по № 1897624 устанавливалась приемо-передающая
радиостанция РСИ-4, состоящая из передатчика РСИ-ЗМ1 и приемника
РСИ-4АД (приемник устанавливался до, самолета № 1890112).
На самолетах с № 1897625 устанавливается радиостанция РСИ-6,
состоящая из передатчика РСИ-6 и приемника РСИ-6МУ (приемник
устанавливается с № 1890113).
Для навигационных целей на самолет устанавливается радиополу-
компас рпко- 1 ом.
276
Фиг. 181. Принципиальная схема трехцветной сигнализации.
V—плавкий предохранитель ПВ-10; 36а—кнопки 5-К трехцветной сигнали-
зации пилота; 37а—кнопки 5-К трехцветной сигнализации стрелка; 366— лам-
пы ОСЛ-42 трехцветной сигнализации пилота; 376—лампы ОСЛ-42 трех-
цветной сигнализации стрелка; 10—электрощиток нилота; 120— разъем в
электрощитке пилота; 121—разъем в1 электрощитке стрелка; К—красный;
5—белый; 3—зеленый.
37а—кнопки трехцветной сигнализации; 376—лампы трехцветной сигнализации.
277
Приемо-передающая радиостанция РСИ-4
В комплект радиостанции РСИ-4 входят следующие агрегаты
(фиг. 183):
1) передатчик РСИ-ЗМ1;
2) приемник РСИ-4АД;
3) умформер передатчика РУН-45А;
Фиг. 183. Схема соединений агрегатов радиостанции РСИ-4
и радиополукомпаса РПК-10М.
/—приемник РПКО-ЮМ; 2—приемник РСИ-4АД; 3—передатчик РСИ-ЗМ1;
4—щиток управления РПКО-ЮМ; 5—умформер РУ-45А; 6—умформер РУ-ИА;
7—умформер РУ-11А; 8—рамка РПКО-ЮМ; 9—щиток настройки приемника
РПКО-ЮМ; 10—индикатор курса; 11—переключатель с РО на РПК; 12—
проходной антенный изолятор; 13—лампа отметки; 14—кнопка включения
передатчика; 15—переговорное устройство СПУ-2М; 16—кнопка включения
СПУ-2М; 17—кнопка включения СПУ-2М; 18—абонентская колодка; 19—ан-
тенная цепочка; 20—абонентская колодка; 120 и 133—разъемы.
4) умформер приемника РУ-ИА;
5) мачта с антенной и проходным изолятором;
6) соединительные кабели;
7) механизм дистанционного управления приемником.
Передатчик РСИ-ЗМ1
Передатчик РСИ-ЗМ1 установлен на клепаном кронштейне в хво-
стовой части фюзеляжа у рамы № 5 на правом борту (фиг. 184 и 185).
Под передатчик подложена волосяная амортизационная подушка.
278
Фиг. 184. Монтажная схема радиостанции РСИ-4 и радиополукомпаса РПКО-ЮМ на самолетах по № 1890112.
1—приемник РПКО-ЮМ; 2—приемник РСИ-4А; 3—пере-
датчик РСИ-ЗМ1; 4—щиток управления РПКО-ЮМ; 5—
умформер РУ-45А; 6—-умформер РУ-ПА; 7—умформер
РУ-11А (РПКО-ЮМ); 8—рамка РПКО-ЮМ; 9—щиток на-
стройки приемника РПКО-ЮМ; 10—индикатор курса; 11—
переключатель с «РО» на «РПК»; 12—антенный проходной
изолятор; 13—сигнальная лампа; 14—щиток настройки при-
емника РСИ-4А; 15—переговорное устройство СПУ-2М;
16—кнопка включения СПУ-2М; 18 а 20—абонентские ко-
лодки; 19—антенна; 21—кнопка включения передатчика.
279
Установку фиксированной волны передатчика производят на земле
через бортовой люк фюзеляжа. На рычаге нормального газа установ-
лена кнопка включения передатчика.
Фиг. 185. Установка радиостанции на самолетах по № 1897620.
* 1—аварийный рубильник; 2—передатчик; 3—приемник; 4—подъемник щитков.
Приемник РСИ-4АД
Приемник РСИ-4АД помещен рядом с передатчиком РСИ-ЗМ1
на общем кронштейне. Под него также подложена амортизационная
волосяная подушка.
Приемник настраивается на определенную фиксированную1 волну
на земле, а в полете с помощью дистанционного управления, находя-
щегося на правом борту в кабине пилота, производится подстройка
приемника в пределах ±2 м длины волны.
Умформеры
Умформер РУН-45А питания рации установлен на. полу ка-
бины позади сиденья пилота и прикреплен к полу на амортизаторах.
Питание к умформеру подводится от выключателя с надписью «Рация»
на электрощитке в. кабине пилота через двухклеммную колодку типа
73-К, установленную на защитном кожухе тяг управления в кабине
стрелка.
Умформер РУ-ПА питания приемника РСИ-4А и усилителя
переговорного устройства СПУ-2М установлен совместно* с усилителем.
СПУ-2М на защитном кожухе тяг управления элеронами в задней ка-
бине стрелка.
280
Монтаж радиостанции и антенное устройство
Монтаж рации выполнен экранированными кабелями. При закреп-
лении кабелей к корпусу фюзеляжа места соединения с корпусом зачи-
щаются до металлического блеска.
Антенна радиостанции — Т-образной формы. Длина горизонталь-
ной части антенны 2,6 м, длина снижения 1,2 м. Мачта антенны изго-
товлена1 из стальной трубы, высота мачты 800 мм; установлена она на
козырьке фонаря пилота. Один конец антенны закреплен на мачте, дру-
гой — на киле. Натяжение антенны создается пружинным амортиза-
тором. При натяжении антенного канатика необходимо следить за тем,
чтобы пружина амортизатора при натянутой антенне была сжата не
более чем на 30 мм (длина пружины в, свободном состоянии 60 мм).
Снижение выполнено канатиком диаметром 2 мм и подведено к про-
ходному изолятору, установленному между рамами № 6 и 7 фюзеляжа.
Механизм дистанционного управления
Дистанционное управление (фиг. 186) приемником рации установ-
лено на правом борту в кабине пилота. На щитке управления имеются
две ручки — одна для подстройки, а другая для регулирования гром-
кости. Тросы дистанционного управления заключены в боуденовскую
оболочку.
Фиг. 186. Механизм дистанционного управления приемником радиостанции.
1—верньер; 2—маховичок настройки; 3—корпус механизма в кабине пилота;
4—корпус механизма в приемнике; 5—ось.
Для обеспечения хорошей работы дистанционного управления не-
обходимо в процессе эксплоатации следить за тем, чтобы тросы были
хорошо натянуты, для чего регулировать упоры боуденовской оболоч-
ки 3 (фиг. 187).
Приемо-передающая радиостанция РСИ-6
Взамен радиостанции РСИ-4 на самолетах, начиная с № 1897625,
устанавливается радиостанция РСИ-6.
В комплект радиостанции входят следующие агрегаты (фиг. 188):
1) передатчик РСИ-6;
2) приемник РСИ-6МУ (с машины № 1890113);
281
Фиг. 187. Регулировка дистанционного управления приемником радиостанции.
1—ось ролика; 2—контрольная шайба; 3—упор боуденовской Оболочки.
3) умформер передатчика РУН-45А;
4) умформер приемника РУ-ПА;
5) механизм дистанционного управления приемником;
6) надфюзеляжная мачта с антенной и проходным изолятором;
7) соединительные кабели;
8) переключатель мощности «50—100%».
Передатчик РСИ-6
Передатчик РСИ-6 установлен лицевой стороной по полету в хво-
стовой части самолета на верхней части сварного кронштейна между
рамами № 5 и 6 на правом борту фюзеляжа (фиг. 189).
Основание амортизационной подушки крепится жестко к кронштей-
ну на четырех болтах. При демонтаже передатчика отстегивают ремни
крепления передатчика к амортизационной подушке и снимают пере-
датчик; подушка остается на кронштейне. Настройка передатчика ве-
дется через бортовой люк фюзеляжа на земле. Передатчик работает в
полете на' фиксированной волне. Пуск в. работу передатчика произво-
дится кнопкой, установленной на рычаге нормального газа.
Приёмник РСИ-6МУ
Приемник РСИ-6МУ установлен на одном кронштейне с передат-
чиком и расположен под ним (см. фиг. 189).
Крепление приемника аналогично креплению передатчика.
Умформер РУ-45 установлен рядом с приемником РСИ-6МУ у
основания кронштейна спереди (по полету). Умформер РУ-ПА питания
приемника и усилителя СПУ установлен так. же, как на самолетах
до № 1897625.
Монтаж и антенное устройство
Щиток дистанционного управления приемником РСИ-6МУ смонти-
рован да правом борту кабины пилота; на нем имеется лимб, ручка
настройки и регулятор громкости. Переключатель мощности
«50—100%» передатчика смонтирован на панели щитка1 электробомбо-
282
Фиг. 188. Схема соединений агрегатов радиостанции РСИ-6
и радиополукомпаса РПКО-ЮМ.
1—приемник РПКО-ЮМ; 2—приемник РСИ-6МУ; 3—передатчик РСИ-6-
4—щиток управления РПКО-ЮМ; 5—умформер РУ-45А; 6— умформер
РУ-11А; 7—умформер РУ-11А; 3—рамка РПКО-ЮМ; 5—щиток настройки
приемника РПКО-ЮМ; 10—индикатор курса; 1 /—тумблер РО-РПК; 12—про-
ходной антенный изолятор; 13—сигнальная лампа; 14—щиток настройки
приемника РСИ-6МУ; /5—усилитель СПУ-2М; 16—кнопка -включения СПУ
стрелка; 17 кнопка включения СПУ пилота; 18—абонентская колодка стрел-
ка; 19 антенная цепочка; 20—абонентская колодка пилота; 21—кнопка вклю-
чения передатчика; 22—-переключатель мощности передатчика «50—100%»;
120, 131, 133 и 142 разъемы; Юл—выключатель радиостанции.
-сбрасывателей в кабине пилота. Питание к умформеру РУ-45А и
РУ-11 А подводится от предохранителя на электрощитке пилота; в цепи
питания имеется тумблер для включения, и выключения питания радио-
станции РСИ-6 и РПКО-ЮМ. Тумблер установлен на электрощитке
пилота и имеет надпись «Рация».
Монтаж рации РСИ-6 выполнен экранированными кабелями. При
* закреплении кабелей к корпусу фюзеляжа места соединения с корпу-
сом и детали крепления зачищаются до металлического блеска.
Антенна радиостанции РСИ-6 — Т-образной формы. Горизонтальная
часть антенны и снижение такой же длины, как у рации РСИ-4 на
самолетах по № 1890134. С самолета № 1890135 длина горизонтальной
части антенны изменена на- 3580 мм.
Приемник РСИ-6МУ устанавливается на самолеты, начиная с ма-
шины № 1890113. По самолет № 1897625 приемник устанавливался на
283
a*
месте приемника РСИ-4АД (см. фиг. 183). Щиток дистанционной на-
стройки приемника РСИ-61МУ устанавливался по самолет № 1890113
вместо механизма настройки приемника РСИ-4АД.
Изменения в радиостанции РСИ-6
- С самолета № 6410505 передатчик РСИ-6 .заменен передатчиком
РСИ-6К и с самолета 64107 ГО приемник РСИ-6МУ заменен приемни-
ком РСИ-6М1.
В отличие от передатчика РСИ-6, имеющего 5О!О/о-ный и 100%-ный
режимы мощности, передатчик РСИ-6К имеет нормальный и форсиро-
ванный режимы; кроме того, для настройки передатчика вместо инди-
каторной лампочки имеется стрелочный прибор — индикатор. Стабили-
зация рабочих частот передатчика осуществляется с помощью набора
сменных кварцев. Коробка со сменными кварцами установлена в хво-
стовой части фюзеляжа на правом борту между рамами № 5 и 6. Для
дублирования запуска передатчика с машины № 6411001 на кронштейне
крепления радиостанции установлена специальная кнопка.
Приемник РСИ-6М1 работает без умформера, питание ему подает-
ся непосредственно- от бортовой сети.
Полумонтажная схема радиооборудования с передатчиком РСИ-6К
и приемником РСИ-6МГ показана на фиг. 190.
Радиополукомпас РПКО-ЮМ
Для целей навигации на самолете установлен радиополукомпас —
отметчик РПКО-ЮМ (см. фиг. 183 и 188).
Радиополукомпас-ойметчик позволяет решать следующие задачи:
а) приводить самолет на свой аэродром, в районе которого уста-
новлена приводная радиостанция, вне видимости земных ориентиров:
б) выводить самолет на контрольный пункт маршрута, оборудован-
ный передающей радиостанцией, от которого дальнейший полет выпол-
няется с помощью других навигационных средств;
в) вести самолет по сигналам радиомаяков;
г) отмечать момент пролета над радиостанцией или момент проле-
та ее траверсы.
В комплект радиополукомпаса входит:
10 приемник;
2) умформер;
З)1 щиток управления индикатором настройки;
4) индикатор курса отметки;
5) механизм дистанционного управления;
6) комплект кабелей и антенная рамка.
Приемник РПКО-ЮМ установлен на' левом борту в хвостовой
части фюзеляжа между рамами № 3 и 4. Приемник закреплен на
амортизаторах типа «Лорд», установленных на дуралюминовом крон-
штейне.
Умформер РУ-ПА для питания приемника установлен под при-
емником на том же кронштейне.
Щиток управления с индикатором настройки установлен на
кронштейне под приборной доской пилота.
Индикатор курса -отметки ИКО-42 и сигнализатор уста-
новлен на левой приборной доске пилота. Индикатор курса-отметки
позволяет проверить:
285
а) правильность полета по курсу на радиомаяк при установке
переключателя вида работы в положение «К» (компас);
б) момент пролета над радиостанцией или ее траверсой (при пере-
ключении тумблера с «РПК» на «РО»),
Фиг. 190. Схема соединений агрегатов радиостанции РСИ-6К
и радиополукомпаса РПКО-ЮМ.
1—приемник РПКО-ЮМ; 2—приемник РСИ-6М1; 3—передатчик РСИ-6К;
4—щиток управления РПКО-ЮМ; 5—умформер РУ-45А; 6—умформер РУ-ИА;
7—умформер РУ-ИА для РПКО-ЮМ; S—рамка радиополукомпаса; 9—меха-
низм настройки приемника РПКО-ЮМ; 10—индикатор курса и отметки!;
11—переключатель РО-РПК; 12—антенный проходной изолятор; 13—сигналь-
ная лампа РПК; 14—щиток настройки РСИ-6М1; 15—усилитель СПУ-2М;
16—17—кнопки включения СПУ-2М; 18 и 20—абонентские колодки СПУ-2М;
19—антенна; 20—кнопка включения передатчика; 22—переключатель «нор-
мальный» — «форсированный» режимы передатчика; 23— кнопка дублирования
запуска передатчика; 120, 131, 133 и 141—разъемы; Юл—выключатель радио-
станции.
Сигнализатор представляет собой лампочку с красным светофиль-
тром, соединенную шнуром с индикатором курса-отметки. При включе-
нии тумблера на «РО» лампочка загорается, во всех других случаях
лампочка не горит.
Механизм дистанционного управления настройки
приемника помещен в передней части левого пульта управления в ка-
бине пилота. Механизм соединен с приемником при помощи гибкого
валика.
286
Рамка жестко закреплена на верхней части фюзеляжа у рамы
№ 10.
На самолетах с № 6410405 вместо наружной рамки устанавливает-
ся внутрифюзеляжная рамка типа РМДК. Рамка установлена в верх-
ней части фюзеляжа- между рамами № 6 и 7 или (с самолета
№ 6411104) между рамами № 8 и 9.
Для уменьшения влияния внутрисамолетных помех рамка имеет
алюминиевый экран с внутренней стороны самолета. Электромагнитные
волны передающей радиостанции воздействуют на рамку через вырез,
имеющийся в обшивке фюзеляжа. Вырез закрывается текстолитовой
или гетинаксовой крышкой.
Тумблер РПК-РО установлен на левом борту в кабине пилота. На
самолетах, начиная с № 6411123, тумблер устанавливается на верхней
части левой панели приборной доски. Тумблер заключен в отдельную
коробку. При установке тумблера в- положение «РПК» включается вид
работы «Компас», а при установке в положение «РО» прибор вклю-
чается на вид работы «Отметка», при этом загорается лампа сигнали-
затора. Тумблер РПК-РО работает лишь при установке переключа-
теля вида работ на щитке управления в положение «К». Во всех осталь-
ных положениях переключателя тумблер выключен.
Переговорное устройство СПУ-2ММ
Телефонная связь пилота со стрелком осуществляется на самолете
посредством переговорного устройства СПУ-2ММ.
В комплект СПУ-2ММ входят:
4) усилитель СПУ-2ММ;
2)1 две колодки абонентов (пилота и стрелка);
3) две кнопки включения;
4) два шлемофона;
5) соединительные кабели и разъемные колодки.
Схема переговорного устройства изображена на фиг. 191.
В отличие от устройства СПУ-2, применяемого на серийном само-
лете Ил-2, в комплекте СПУ-2ММ отсутствуют умформер для питания
усилителя и абонентские аппараты пилота и стрелка. Для питания
СПУ-2ММ используется умформер приемника РСИ-4А, а абонентские
аппараты заменены абонентскими колодками с гнездами для включения
ларингофонов и телефонов.
Для перехода на внутреннюю связь необходимо нажать одну из
кнопок включения СПУ, находящуюся на! ручке управления самолетом
(для пилота)-, или кнопку на лафете задней установки (для стрелка).
При этом включается реле в усилителе СПУ, которое и переключает
умформер РУ-11 А с питания приемника на питание усилителя СПУ;
вследствие этого приемник выключается, а переговорное устройство
включается.
Специальный фонический вызов в этом переговорном устройстве
отсутствует, и связь начинается непосредственно разговором. Связь ра-
ботает только при нажатой кнопке. При отпускании кнопки связь пре-
кращается, так как реле усилителя переключает умформер опять на
питание приемника РСИ-4А. Во время работы внутренней связи вести
передачу или прием нельзя.
На самолетах с № 1890106 взамен СПУ-2ММ устанавливается
СПУ-2М. Последнее отличается от СПУ-2ММ только конструкцией
287
। Во Внутреннюю схему СПУ-2М 1
Фиг. 191. Схема включения СПУ-2М.
1—приемник РПКО-ЮМ; 2—кнопка включения передатчика РСИ-6; 3—
кнопка 'включения СПУ-2М пилота на ручке управления; 4—усилитель
СПУ-2М; 5—абонентская колодка стрелка; 6—кнопка включения СПУ-2М
стрелка (на лафете БУ-8); 7—разъем у сектора' газа; 3—тумблер мощности
передатчика «50—1ОО°/о»; 9—клеммная колодка СПУ-2М; 10—передатчик
РСИ-6; 11—умформер РУ-45А; 12—приемник РСИ-6МУ; 13—умформер
РУ-ПА; 14—абонентская колодка пилота; 15—разъем на лафете БУ-8; 120,
133 и 141—разъем.
усилителя. Усилитель СПУ-2ММ имеет четыре лампы 6Ж7, а усили-
тель СПУ-2М — одну лампу 6Л6.
Внешняя схема включения и управления идентичны.
Радиоопознаватель СЧ-3
На самолет устанавливается приемо-передающая ультракоротковол-
новая радиостанция типа СЧ-3 («свой — чужой») с качающейся на-
стройкой, которая автоматически отвечает кратковременными пульсами
на облучение самолета наземными станциями радиообнаружения.
Ответные сигналы, по которым производится опознавание самоле-
тов, наблюдаются на экранах отметчиков станций радиообнаружения
в виде дополнительных «всплесков», периодически появляющихся на
основных отражениях самолетов.
В комплект радиоопознавателя СЧ-3 входит (фиг. 192):
1) приемо-передатчик;
288
19 Самолет Ил-10
2) установочная рамка приёмо-передатчика;
3) антенное устройство;
4) тумблер включения специального сигнала.
Приемо-передатчик СЧ-3 установлен на левом борту хвостовой части
фюзеляжа, между рамами № 2 и 3. Кронштейн под приемо-передатчик
изготовлен из стальных трубок и фанерной панели; к панели крепится
установочная рамка приемо-передатчика.
Антенна СЧ-3 представляет собой равносторонний треугольник; два
луча антенны выполнены из стального троса, а третьим лучом является
корпус стабилизатора.
Лучи антенны крепятся на нервюре № 10 стабилизатора и при по-
мощи круглых фарфоровых изоляторов пропускаются внутрь 'фюзеляжа.
Изоляторы установлены между рамами № 3 и 4.
Внутри фюзеляжа тросы закреплены к пружинным амортизаторам,
работающим на растяжение; поэтому при работе на самолете не тянуть
за антенну во избежание нарушения амортизации. От каждого луча
к приемо-передатчику подведены вводы. <.
Для возможности подачи спецсигнала на панели щитка ЭСБР-ЗП
установлен тумблер 69-К, провода от которого при помощи штепсель-
ной вилки подключаются к гнездам «телефон» прибора СЧ-3.
Схема металлизации самолета
Для обеспечения удовлетворительного радиоприема во время по-
лета на самолете выполнена экранировка отдельных электропроводов,
а также металлизация всех разъемных частей (фиг. 193).
Экранированы провода следующих электроустановок:
1) электропроводка от генератора до регуляторной коробки, до се-
тевого фильтра и от сетевого фильтра до электрощитка пилота;
2) электропроводка от генератора до указателя ТЭ-45;
3) электропроводка от датчика до указателя ПДК-44;
4) электропроводка ко всем агрегатам, входящим в схему зажи-
гания;
5) проводка от приемников термометров масла и воды до
разъема 122.
Заметаллизированы все отдельные установки, кронштейны, трубы,
бронешланги, тяги. Отдельные установки и кронштейны заметаллизи-
рованы без применения перемычек металлизации. В этом случае за-
чищены места соприкосновения устанавливаемой детали и конструкции
самолета.
Трубы, имеющие колодки крепления из неметаллических материа-
лов, имеют алюминиевую шинку металлизации. Такие шинки на фиг. 190
не показаны. Кронштейны, изготовленные из стали и оцинкованные
или кадмированные, при установке на самолет без покраски зачистке
под металлизацию не подвергаются. На фиг. 190 показаны места ме-
таллизации отдельных частей самолета, выполненные посредством пе-
ремычек металлизации, изготовленных из металлической оплетки. Для
неподвижных соединений оплетка применена без внутренней прокладки
киперной ленты; для подвижных соединений перемычки металлизации
выполнены с прокладкой внутри оплетки киперной ленты для гибкости.
Чтобы обеспечить исправную работу радиосвязи, необходимо регу-
лярно проверять металлизацию и экранировку самолета.
290
5. ФОТООБОРУДОВАНИЕ
Для производства маршрутной аэрофотосъемки и фотоконтроля ре-
зультатов собственного бомбометания при горизонтальном полете и
при бомбометании с планирования на самолете установлен фотоаппа-
рат типа АФА-ИМ.
Фотоаппарат АФА-ИМ работает автоматически. Приводом для ме-
ханизма .фотоаппарата служит электромотор постоянного тока мощ-
ностью 40 W.
Данные фотоаппарата
Фокусное расстояние объектива — 210 мм..
Угол зрения аппарата по стороне снимка в 18 см — 46°.
Размер снимка—13X18 см.
Количество снимков — 50 шт.
Длина пленки 9 л
Ширина пленки 19 см,
о 1 1 1
Затвор со шторкой с экспозициями и сек.
Продолжительность цикла работы камеры не более 1,5 сек.
Фотоаппарат имеет обогрев мощностью 100 W.
Обогрев фотоаппарата включается включателем 13 (см. фиг. 195), имеющимся
на фотоаппарате.
Примечание. Фотоаппараты поставляются в воинские части не с самоле-
том, а отдельно. Завод изготовляет все крепежные детали к установке фотоаппа-
рата и командного прибора, необходимую электрическую проводку и дополнитель-
ный жгут от разъема 4 в кабине до разъема 4 у аппарата (фиг. 194).
Питание фотоаппарат получает от розетки 33 (фиг. 194) через пре-
дохранительную плавкую вставку XX на 10 А.
Фотоаппаратом управляет стрелок при помощи выключателя на
командном приборе.
При бомбометании фотоаппарат включается автоматически от кноп-
ки бомбосбрасывания, к которой подключен провод включения пуско-
вого реле КРС-1 112.
Пусковое реле КРС-1 установлено с целью разгрузки боевой кноп-
ки бомбосбрасывания от токов работы фотоаппарата. К розетке 116
подключается шнур, идущий от командного прибора на включение
фотоаппарата в работу.
Командный прибор имеет сигнальную лампочку, которая мигает с
каждым снимком. Командный прибор установлен на левом борту ка-
бины стрелка и имеет легкосъемное крепление.
Фотоаппарат установлен в хвостовой части фюзеляжа по оси са-
молета между рамами № 7 и 8 (фиг. 195).
Установка фотоаппарата состоит из стального кронштейна 3 и
стальной рамки 2 под аппарат.
Кронштейн крепится неподвижно к каркасу фюзеляжа и имеет
гнезда крепления под рамку для трех ее положений.
Рамка крепится к амортизаторам типа «Лорд» фотоаппарата и при
эксплоатации аппарата с него не снимается. На рамке имеются два
гнезда и защелка с кольцом 11, посредством которых рамка крепится
к кронштейну.
Под объективом фотоаппарата в обшивке фюзеляжа сделан люк 4,
закрываемый двумя створками, смонтированными на шомпольных пет-
лях.
Створки фотолюка через систему тяг и сектор 6 закрываются одной
пружиной 5.
291

Фиг. 193. Схема металлизации самолета.
Обозна- чение^на схеме Наименование Обозна- чение на схеме Наименование
1 Расширительный бачок с кронштейном суфлера 27 Умформер РУ-ПА с кронштейном
2 Переднее днище маслобака с кронштейном 28 Тяга управления с заслонкой маслорадиатора
3 Бачок-пенопаситель с корпусом капота 29 Качалка с тягой управления заслонкой
4 Переднее днище бензобака со шпилькой правого 30 Тяга е качалкой управления заслонкой
блока мотора 31 Основание ручки управления с полом
5 Заднее днище маслобака с капотом 32 Шарниры тяги управлении элеронами
6 Заднее днище бензобака с болтом на бронекорпусе 33 Тяга управления элеронами с кронштейном качалки
7 Основание ножного управления с профилем пола 34 Качалка с тягой управления элероном
8 Шарнир педали ножного управления; 35 Панель усилителя и усилитель СПУ-2М с огражде-
9 Тросы управления с трубой ножного управления нием тяг
10 Днище нижнего бензобака с бронекорпусом 36 Приемо-передатчик СЧ-3 с рамой
11 Ручка управления самолетом с кронштейном крепле- 37 Шарнир элерона с кронштейном
НИЯ ручки 38 Шарнир щитков с обшивкой крыла
12 Умформер РУН-45А со стрингером обшивки 39 Цилиндр с тросом управления перезарядкой пулемета
13 Качалка № 1 управления элеронами с тягами управ- '40 Шарнир с тягой управления триммером и триммер
ления с обшивкой
14 Тендеры тросов управления рулем поворота 41 Тяга управления триммером с рулем поворота
15 Шарнир тяги управления рулем высоты 42 Маслорадиатор с лентой крепления маслорадиатора
16 Шарнир руля, поворота 43 Водорадиатор с нижним листом бронекорпуса
17 Качалка с тросами к рулю поворота 44 Шарнир стойки хвостового колеса с рамой № 12
18 Качалка руля поворота с килем 45 Шарниры руля высоты с кронштейном подвески руля
19 Качалка управления рулем высоты с тягой управле- 46 Шарнир элерона с кронштейном подвески элерона
НИЯ 47 Шарнир тяги триммера с кронштейном установки
20 Разъемное соединение троса управления рулем пово- УТ-3
рота 48. Шарнир амортизационной стойки хвостового колеса с
21 Разъемное соединение троса управления стопором кронштейном
хвостового колеса 49 Цилиндр подъемника хвостового колеса с кронштей-
22 Разъемное соединение троса управления триммерами НОМ
24 Умформер РУ-ПА и панель приемника РПКО-10М с 50 Приборные панели с кронштейном установки прибор-
кронштейном ной доски:
26 Зубчатый сектор механизма УР-2 с тягой управления 51 Триммер элерона с обшивкой элерона
Фиг. 194. Монтажная
схема фотооборудования.
/—командный прибор
КПИ-2; 2—ручка управ-
ления фотолюком; 3—
фотоаппарат АФА-ИМ;
4—р'азъ1ем;, 33—розет-
ка реле; 70—контакт
аварийного сбрасывате-
ля; 71—электросбрасы-
ватель бомб ЭСБР-ЗП;
72—кнопка сбрасывания
4-К; 112—реле АФА
КРС-1; 116—розетка
48-К питания АФА;
120—электрощиток пи-
лота; 125—разъем;
131— разъем.
Для открытия створок имеется тросовое управление и ручка откры-
тая створок, установленная на левом борту фюзеляжа в кабине стрелка.
Для открытия створок люка ручку надо вывести из зацепления с вы-
ступом и повернуть доотказа.
Фотоаппарат с рамкой можно установить в следующих трех поло-
жениях:
1) для плановой аэрофотосъемки — под углом 0°;
2) для аэрофотосъемки при планировании на средних высотах под
углом 25°;
Фиг. 195. Установка фотоаппарата АФА-ИМ.
1—фотоаппарат АФА-ИМ; 2—рамка; 3—кронштейн; 4—люк; 5—пружина;
6—сектор; 7—кронштейн; 8—кронштейн для установки фотоаппарата под
углом; 9—кронштейн с роликом; 10—кабель; 11—кольцо; 12—кронштейн для
установи фотоаппарата при плановой съемке; 13—выключатель обогрева.
3)1 для аэрофотосъемки при планировании на низких высотах под
углом 50Р.
Так как вследствие близкого расположения фотоаппарат оказы-
вает влияние на датчик компаса ПДК-44, то необходимо учитывать
следующее:
1. Поставляемые заводом самолеты имеют графики девиации ком-
паса для случая, когда фотоаппарат не установлен и рамка установлена
под углом 0р.
2. В тех случаях, когда на самолет ставится фотоаппарат, необхо-
димо составить графики девиации для каждого в отдельности положения
установки аппарата; при этом обогрев фотоаппарата должен быть вы-
ключен.
3. В случае установки другого аппарата, хотя и той же конструк-
ции, графики девиации, должны быть составлены новые для всех по-
ложений.
ГЛАВА ШЕСТАЯ
ВСПОМОГАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
1. ОБОРУДОВАНИЕ КАБИН
На самолете устанавливаются две аптечки, два противогаза, ракет-
ный пистолет и патронташ (фиг. 196).
Для связи и сигнализации цветными ракетами установлен ракет-
ный пистолет и патронташ на девять патронов.
Ракетный пистолет установлен на правом борту кабины стрелка.
Дуло пистолета вставляется в, стакан 12 и закрепляется амортизатором
с крючком 9 к стакану за ручку пистолета.
Патронташ установлен рядом с ракетным пистолетом.
Для защиты пилота и стрелка в воздухе и на стоянке от боевых
отравляющих газов на самолете предусмотрено крепление летного про-
тивогаза. Фильтр противогаза крепится ленточным хомутом с натяжным
замком.
Маска противогаза с гофрированной трубкой вкладывается в сумку,
изготовленную из дерматина.
Противогаз 2 для пилота и сумка 3 установлены на бронеперего-
родке за сиденьем. Противогаз 3 стрелка 7 установлен на правом борту
кабины стрелка под ограждением тяги руля высоты.
Сумка 6 установлена на правой стороне ограждения тяг элерона.
С самолетом противогазы не поставляются, завод устанавливает
только сумки и хомуты крепления фильтровой коробки противогаза.
Для оказания первой помощи при ранении на самолете установлены
аптечки: у пилота на, бронеперегородке справа и у стрелка на правом
борту кабины.
Коробки аптечек изготовлены из пластмассы.
2. ЧЕХЛЫ НА МОТОР, КОК ВИНТА И КАБИНЫ
Зимние чехлы на мотор и кок винта
Для подогрева мотора при зимней эксплоатации. самолета и для
сохранения тепла разогретого мотора применяются теплые чехлы на
мотор и кок винта (фиг. 197).
Зимние чехлы сшиты из авиационного брезента цвета хаки и имеют
ватное утепление и подкладку из байки. Чехол на кок винта имеет
рукава для трех лопастей, каждый рукав имеет разрез и застежку из
амортизаторов. Чехол на мотор имеет разрез в месте всасывающего
патрубка слева по полету от патрубка. Для подхода к свечам мотора
и возможности открытия баковых бронекрышек предусмотрен клапан 19
296
Фиг. 196. Установка аптечек, ракетного пистолета и противогазов.
/—аптечка пилота; 2—фильтр противогаза пилота; 3-сумка; рированная трубка с маской; 11—гофрированная трубка с
4—ракетный пистолет; 5—патронташ; 6—сумка; 7—фильтр маской; 12—стакан; 13 и 14—хомуты крепления фильтра
противогаза стрелка; 8—аптечка; 9—амортизатор; 10—гоф- противогаза.
Фиг. 197. Закрытие самолета чехлами зимою.
1—амортизатор; 2—клапан над лючком для заливки воды; амортизатор кабинного чехла; 12—амортизатор кабинного
3—отверстие для обогрева; 4—скоба для крепления чехла чехла; 13—крючок клапана; 14—ремень кабинного чехла;
к фюзеляжу; 5—ремни; 6—тесемка; 7—отверстие для обо- 15—амортизатор; 16—амортизатор клапана; 17—отверстие
грева; 8—амортизатор; 9—коробка; 10—амортизатор; 11— для обогрева; 18—крпапан; 19—клапан; 20—крючок.
по габаритам, превышающим габариты боковых крышек. Клапан засте-
гивается «а дв>а внутренних крючка (для устранения сползания основ-
ного чехла) и на семь застежек из амортизационных шнуров 16.
Для заправки водяного бачка предусмотрен клапан 2, который за-
стегивается пятью крючками. Внизу в месте разреза чехол застегивает-
ся пятью- амортизаторами. Три другие застежки предусмотрены для за-
крытия коробки' 9 под каталитическую печь и коробки 7 под передний
бронелюк.
Продольное крепление достигается путем натяга чехла на отвер-
стия туннелей водо- и маслорадиаторов и внутреннего крепления чехла
на всасывающий патрубок (это крепление на фиг. 197 не показано).
В|ерхняя часть чехла крепится стяжным ремнем с амортизатором 14.
Стяжной ремень крепится к скобе 4, связанной с бронекорпусом по-
средством Т-образного пальца. Палец вставляется в отверстие, преду-
смотренное для навески лебедки загрузки бомб-. Для того чтобы закре-
пить скобу 4 к бронекорпусу, необходимо вставить палец скобы в- от-
верстие и повернуть скобу на 90°. К скобе 4 крепятся также аморти-
заторы от крыльев чехла и кабинного чехла.
Под самолетом чехол имеет три крепления — два амортизатора- 10
подтягивают концы крыльев- чехла к обшивке центроплана в месте выем-
ки под колеса и средний амортизатор крепится за специальный штырек,
который установлен на жесткости между заслонками водо- и масло-
радиаторов. У болта приклепана трафаретка с надписью «Болт крепле-
ния чехла». Все амортизаторы имеют на свободном конце проволочный
крючок, которым он цепляется за петлю, пришитую в соответствующем
месте.
Для подвода труб с горячим воздухом от наземной подогревной
установки в чехле предусмотрено три отверстия 3, 7 и 17. Каждое от-
верстие имеет дуралюминовый ободок и асбестовый манжет, предохра-
няющий чехол от загорания. Отверстия 7 и 3 закрыты теплыми кла-
панами с внутренней стороны чехла. Отверстие 17 имеет наружный
теплый клапан 18. Клапаном 18 пользуются при подогреве мотора от
каталитической печи.
Каталитическая печь вставляется в коробку 9 при помощи спе-
циального приспособления — коробки под каталитическую печь. В- этом
случае коробка чехла подвешивается на- двух крючках 20. Когда чехол
надевается на самолет с целью сохранения тепла разогретого мотора,
коробку следует свернуть и закрепить двумя амортизаторами, имеющи-
мися сзади коробки, за петли подвески коробки.
Указания по надеванию зимнего моторного чехла на самолет
1. Совместить крыльевые клапаны с дужкой крыла.
2. Вставить скобу 4 пальцем в отверстие в броне и повернуть ее
на ЭСТ.
3. Закрепить за скобу верхний крыльевой амортизатор и стяжной
верхний ремень.
4. Поправить чехол и застегнуть первый амортизатор от винта.
5. Повернуть переднюю коробку чехла и застегнуть ее амортиза-
тором.
6. Застегнуть внутренние крючки боковых клапанов.
7. Застегнуть внутренний крючок ремня крепления за всасывающий
патрубок и уложить ремень за передний выступ всасывающего па-
трубка.
299
8. Застегнуть амортизатор этого ремня за штырь на жесткости
между заслонками водо- и м аслор адиаторов.
9. Застегнуть за край выемки под колесо нижний амортизатор 10
крыльев чехла, предварительно поправив внутренние теплые клапаны
на отверстиях 3.
10. Поправить чехол и застегнуть амортизаторы 8 до коробки под
каталитическую печь.
11. Свернуть коробку под каталитическую печь и застегнуть ее
двумя амортизаторами.
12. Застегнуть амортизаторы 16 на клапанах (последним застегнуть
задние боковые).
13. Проверить, везде ли плотно прилегает чехол к корпусу само-
лета, где плохо он прилегает, — поправить.
При установке каталитической печи для подогрева мотора на за-
чехленный самолет необходимо:
а) отстегнуть амортизаторы крепления коробки под каталитическую
печь;
б) открыть бронелюк;
в)5 вставить .в бронелюк коробку под печь;
г) вставить в коробку каталитическую печь и зажечь ее;
д) закрыть коробку чехлом и застегнуть ее на крючки 20;
е) застегнуть на внутренние крючки клапан 18. ч--..
При подогреве мотора горячим воздухом необходимо:
а) отстегнуть второй и третий от винта нижние амортизаторы;
б) ' открыть передний нижний бронелюк;
в) застегнуть второй амортизатор от винта;
г) вставить трубу подогрева в. отверстие 7;
д) вставить вторую трубу подогрева в отверстие 3, отвернув перед
этим внутренний теплый клапан вверх;
е) отстегнуть амортизаторы крепления коробки чехла под катали-
тическую печь;
ж) | открыть бронелюк под ^коробкой;
з) подвесить коробку чехла на крючки;
и) отвернуть, клапан 18 и -застегнуть его крючком к верхней петле;
к) вставить трубу подогрева в отверстие 17;
л) пустить вентилятор установки, подающей горячий воздух.
Указания по уходу за чехлом
Г. Держать, чехол всегда сухим.
2. Осторожно надевать и снимать чехлы, чтобы не порвать их.
3. Не натягивать амортизаторы с большой силой.
4. Прежде чем застегивать амортизаторы, уложить правильно че-
хол.
5. ; При открывании крышек бронелюков не рвать чехол, проверить
сначала, не зацепится ли чехол за крышку.
6. Не прокручивать винт, так как чехол на кок винта- пришит к
основному чехлу.
Летний чехол на кабины
Для предохранения кабин самолета от попадания влаги, снега и
пыли, а также от воздействия солнечных лучей на стоянке, кабины са-
молета закрываются чехлом.
300
Чехол сшит из авиационного брезента цвета хаки. Передняя часть
чехла крепится специальным ремнем с амортизатором к скобе 3
(фиг. 198) аналогично креплению зимнего моторного чехла. По ниж-
нему краю чехла идет ремень, который спереди оканчивается крючком,
зацепляемым за скобу 3, а сзади петлей, соединяемой крючком с амор-
тизатором 11. Заднее поперечное крепление сделано также ремнем и
амортизатором 12.
Передняя часть чехла имеет разрез под мачту; в разрезе чехол
застегивается четырьмя ремешками 4 со стандартными пряжками.
Для мачты предусмотрен специальный манжет, который закреп-
ляется на мачте завязкой 14 из суровой тесьмы.
Чехол на кабины можно надеть только после того, как надет чехол
на мотор, так как скоба 3 пришита к моторному чехлу. При пломби-
ровке зачехленного самолета необходимо проволоку продевать через
отверстия всех крючков амортизаторов.
Летние чехлы на мотор и винт самолета
Для предохранения самолета на стоянке от попадания в мотор
влаги и пыли применяются чехлы на мотор и винт.
Чехлы сшиты из авиационного брезента цвета хаки.
Чехол на винт самолета
Один отросток чехла на лопасть винта не имеет разреза, два дру-
гих отростка имеют разрезы. Застегиваются разрезы чехла' на лопастях
винта» при помощи петель 15 из суровой тесьмы; последняя петля за-
цепляется амортизатором 16 (см. фиг. 198).
Такая застежка дает возможность очень быстро расчехлить винт,
для чего достаточно отстегнуть крючок амортизатора от последней
петли — и застежка рассыпается.
Разрезы чехла на кок у двух лопастей застегиваются амортизато-
рами; сам чехол крепится четырьмя амортизаторами 1 к моторному
чехлу.
Летний чехол на мотор
Чехол имеет разрез по низу самолета, полы чехла перекрываются
одна другой на 300 мм. Чехол застегивается по низу амортизатором 5
(см. фиг. 198). Всасывающий патрубок с фильтром закрывается от-
дельным чехлом, имеющим крепление одним ремнем в виде петли, на
задней части которой пришит амортизатор для крепления к штырю на
жесткости между заслонками водо- и маслорадиаторов.
Крепление чехла у кабины производится ремнем к скобе 3.
К скобе 3 пристегивается также крючок продольного ремня кабин-
ного чехла. ' I 1 -i . 5 IW|
Нижний амортизатор 8 крепится к обшивке центроплана в месте
выемки под колесо. *
Для предохранения чехла от быстрого протирания в местах разных
выступающих деталей на чехле нашиты накладки в два слоя (см.
фиг. 198, настежка 2).
Указания по зачехлению самолета летними чехлами
1. Установить винт так, чтобы верхняя лопасть была перпендику-
лярна земле.
2. Закрыть все люки на самолете и фонарь кабины пилота и
стрелка.
301
I—амортизатор; 2—настежка под штырь при-
цела; 3—скоба для крепления чехлов к фюзе-
ляжу; 4—ремни; 5—амортизатор; 6—чехол на
фильтр; 7—ремень; 8—амортизатор крепления
моторного чехла; 9—амортизатор крепления мо-
торного чехла; 10—амортизатор крепления мо-
торного чехла; 11—амортизатор крепления ка-
бинного чехла; 12—амортизатор крепления ка-
бинного чехла; 13—ремень крепления кабинного
чехла; 14—тесьма; 15—заделка лопасти винта;
16—амортизатор.
3. Надеть глухой отросток чехла на вертикальную лопасть винта
и надеть чехол на кок винта; два других отростка чехла расправить.
4. Накрыть чехлом мотор и расправить чехол так, чтобы крылья
чехла точно доходили к центроплану.
5. Вставить палец скобы <3 в отверстие бронекорпуса и повернуть
его на 90°.
6. Закрепить ремень поперечного крепления чехла у кабины амор-
тизатором 10.
7. Накрыть кабинным чехлом кабины и расправить чехол.
8. Застегнуть ремни 4 на разрезе под мачту.
9. Завязать тесьму на монтаже мачты.
10' . Застегнуть ремень поперечного крепления кабинного чехла 13
на скобу 5.
11. Зацепить крючок нижнего продольного ремня кабинного чехла.
1. 2. Зацепить верхний амортизатор 9 крыльев моторного чехла.
13. Застегнуть два- верхних амортизатора 1 крепления чехлов на
винт.
14. Надеть чехол на всасывающий патрубок и фильтр, для чего
накинуть ремень на верхний выступ всасывающего патрубка и застег-
нуть амортизатор ремня.
15. Застегнуть амортизаторы 5 по низу самолета.
16. Застегнуть нижние амортизаторы крыльев моторного чехла 8.
17. Застегнуть два нижних амортизатора крепления чехла на винт
с моторным чехлом.
1'8 . Застегнуть разрезы в чехлах по двум лопастям винта тесе-
мочными петлями 15 и застегнуть последние петли амортизаторами 16.
19. Поправить чехлы на винте и моторе так, чтобы под чехлы не
задувал ветер.
20. Натянуть и поправить кабинный чехол.
21. Застегнуть амортизаторы 11 и 12 кабинного чехла.
22. Осмотреть чехлы, поправить их в местах перекосов и присту-
пить к пломбированию.
Для пломбирования самолета необходимо продеть проволоку через
отверстия всех крючков амортизаторов.
3. ЭКСПЛОАТАЦИОННЫЕ УСТРОЙСТВА
Мат на центроплане
Для предохранения обшивки центроплана от повреждений при об-
служивании самолета в запасном комплекте имеется мат для подстилки
на центроплан слева от кабины при работе на самолете (фиг. 199).
Мат изготовлен из авиационного брезента цвета хаки и фанерных
планок толщиной 6 мм и шириной 5 мм.
Фанерные планки вставлены в ячейки, которые образованы при
сшивании двух полотен брезента.
Крепится мат на самолете двумя стяжными ремнями вокруг дужки
крыла.
Примечание. При пользовании матом следует помнить, что он может
сдвинуться, если встать ногами на последние три планки.,
20 Самолет Ил-10
303
Фиг, 199. Дорожка (мат) на центроплане/
1—дорожка; 2—ремень крепления дорожки.
Фиг. 200, Приборы, закрытые чехлами.
1—чехол на усилитель СПУ-2М; 2—чехол на передатчик РСИ-6; 3—чехол
на приемник РСИ-6МУ; 4—чехол на приемник РПКО-ЮМ; 5—чехол на рам-
ку РПКО-ЮМ; 6—чехол на компас ПДК-44; 7—чехол на приемо-передатчик
СЧ-3.
Чехлы на приборах
Для предохранения приборов- от загрязнения и повреждения во
время производства работ на самолете, а также для защиты приборов
от пыли и сырости в запасном комплекте самолета имеются чехлы на
приборы. Закрывать приборы чехлами, как показано на фиг. 200.
действительна с 1890Ю1 по 1890Ш
Фиг. 141. “Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины №.
Обозначения см. табл. 9.
Самолет Ил-10
р электрооборудования самолета с
машины JMs. 1890101 по № 1890111.
Обозначения см. в табл. 9.
ДЕЙСТВИТЕЛЬНА
с 18901(2 no I
Освещение прицела. Триммер Сигнализации Кабинные лампыптпппппг,^₽ЕХЦВЕТН^..тс^НЙДИ!/!ииЯ’
Источники ПИТАНИЯ ПЛАФОН, УФО руля поворота шасси обогрев ПИТО ФОТОАППАРАТ щитки
VI
<20,
10е
СНГ2
10с
3-
Р
Г-2
Л^-ПРС
снег. 37а
f-1 Г-2
131
16
Т2
УфО»
ХМ
Юл
S
к
378
368
12 13
ПАУА
32
0АУ2
33
21
60
22 23
5 6?
43
14
118
xvn
135
71
5X9-7
Л
7 ГНмП W20
5X16 К , /15*21 ,
I Ш 1 ° 124
177
5Х
<52 73
6X8
умнТ'?3
126'
5X2
\99 Бх?1а
123
74
63
ЗЖ4
145
17
Перезарядка
ПУШЕК и ПУЛЕМЕТОВ
УМР2
Л-
св-
СВ1
\ °
ПРЛ-1 '
Л!5
Юм 70 5X7,
123
лоз
1231
— 5X15
109
4124
РОЗ
151617 18 19
£ XX X X
D0M60B0E И
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
15
Ш8—j Ш,7
ж
—-о— оХ-
УМР
УМР ,66
у..—
.125
5X13,
БХ2£_й!—
I Л05
F1241
П06
121
5ХЮ
БХ1Н
05
Ж1
Г
Г-2

' МОТОРЫ
ОРДДНАТОРД
65
38
Юж
8Z iH
XXD
14 4
4 +
ЗАСЛОНОК
Маслорлдматора
УВР
05 Л
62
р24
УВРЗ УВР2
с маш. 18901(5
Л4 |трп2
40
Ш10 ШИ Ш9 UI13 ш,2
24 5 1 261 28 ,27
3
—!?L.po6
5X14...-
120
151
PP5
“7W

Р01
F
2—
. Р02 .
< }V©Y©'
rt23?
Р04
147
148............
62 63 64 65 66
<49
-150
76
78
80
СЙГ5
Узел В
по N1890118
ПО 001
83 84 85 86
Соус
и С
<24
45
5X24
&*•**«

77
№

(104
6X12 131
Й<<—
6Х27|“
Л 116 й2
-79 м Л!
47
48
- 49 50 51 52
Фиг. 142. Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины №
Обозначения сМ. в табл. 9.
фКП4
ЦЖ
Т 120
ФКП< 123
1ПУШ11
ll2S
г
95 $(
1890112 по №

№
OBOE И;
; Вооружение
|xvtjl
ЙТЕЛЬнА с 1890Н2 по 1895121
ЩШНАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ,
ЩИТКИ
Зажигание и борт. Л о Пя11|1П Бензиномер и указатели Термометры Узе/1/3 по
___________ ОГНИ КАЦИЯ ЗДСЛОНОК 80Д0-ИМАСЛ0РАД11АТ0Р08 ВОДЫН МАСЛА / N1890114
iso,
VI
CM; 2
у| CMrV'y^a
-PLnpe.
сигг„37а
38
Юж
— I
10е Юз Юн лУ°
10c
а.»
IB
UH
K,
ПАУ4
118
IZMOm 70 6хг
6X9 -/
дав-1
5X1
bXZ
1X25.
5X24
77
34
60
“Г
.131
5,
366

.енгз,
СУГ4
21
3C
129
И20|
АНОЗ .
,124] АН04
Д120
123
124
ф
123
pen
Г“БЭ
ф ь
z¥.54|
Г1
X
6Э26Э112,
СМГ5
А
376
3
39
22 23
43
25 26 27
28
30
Перезарядка
ПУШЕК и ПУЛЕМЕТОВ
Спуск пулеметов, пушек л аг.1О
и ФОТОКННОПУЛЕМЕТА А
<31 125
CB1
6X8
(99 6X7 й
94
ФКПЗ
С8 ^125
СВ1-----э’Л
83 84185 86
71
177
4Д.Г2
ФКП2
ФКП1 123
I ЛУШ1 ПУШ2 ЛУЛ2 гпулйJ31'
I fe}<29 ^nJ
121
4—6X10
V-5XIH
jp25
*13.
4 U.
’ 004 '
длп 191® 1018
ФКП4
1018
ДАГ2 ДДГЗ
поз
,251
2 П04
6X12 ,31
й<«—
6Х27Г
КО
47 I 48
- 49 50 51 52
124 123
Р-
ДАГ6
102a
ФКП
53^54^55 56
100 04 s
8
!. Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины № 1890112 по № 1895121.
Обозначения ей. в табл. 9.
424 }123 56 58l 60
Узел б
С N1890115
ТМ'С N 1890119
| 169
УВР
hr CsSL
УВУВ1
и
УМ2
1123
TM
TMI
63'
Ж

55 57
33
59
61
34
65J
I*—
VpMj
Гм>
35
Узел Д ’с ni89o"iis
триммер элерона
Узел В
с N1890119
157
ТЭ
135
ТЭ2
159
= 160
6X8 I
<25|—।
5X12 ц2
к г,-1-
47
ДЕЙСТВИТЕЛЬНА с 1895122 по 1890125
Трехцветнай сигнализация,
щитки
За»
1 J22
| «ЦХХ-Л----CH
J СМЛу^а
2
Г“1 пп
Освещение прицела, Триммер Сигнализация шасси, кабинные
ИСТОЧНИКИ ПИТАНИЯ ПЛАФОН, УФО. РУЛЯ ПОВОРОТА ЛАМПЫ, ОБОГРЕВ ПИТО АФл. ЗЯКЙ ЛЮКОВ
ПРЛ
Ю5
r-2
ПРЛ-1
TPf!3
TP1M
УФ01
ЮА
эл
з
36S
ПАУ4
ПАУ2
20
21
74 60
15 1617 (8 19
Бомбовое u
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
Моторы заслонок;
ВОДОРЛДИАТОМ МЯСЛОР^ДИАТОРА
тз
Г<7
3
MFZ
r
(b<bd
Триммер
.элерона
УФО
121
° 2 зР” "/
8П04 «
1215
14
J17 трл2
40
£144 5 6 7 8|91ПЗ||
1111111111
м
JOe 10
<0c
•СИГ51
СЙГ4
СИГ2—Д-ПРС
СИГ2 37а
i
121
RHC
39 зж4
375
44
2?
22 23
eurs
S
3
Ож
43
Лереэаря
ПУШЕК И Л<
157
159
УВР
66
№6
35
35
23
УМР2
.41 . Ч ... J4.J. ’
пол
6X17
HI
<20
109
A
и
6Х21[
124
63

67
,6X19
107
'68
147
148
62 65
6 - 38 37 39 « 4241
—!^_ро6
6X14--—
? 124
РОЗ
РО-1
12$
1123
149
<50
Л51
pos-
74z
76
78
80
79
SXV
- Y—^-&Х22-§* 125
iXV
125
120
6X3
6X3
5x:
«В
6X2
©
,bX2b
5X24
70
71
125<
Б)
131.
75
77
T 72ААГ1 Ю1а 1015
00
4018 83 841858
4АГЗ
131
поз
23
1102
Л1Й
(104
I
6X27'4-
Ж Н2
л У 7Гддг5
1Ю25Ю28
134
5.8 49 50 51
Фиг, 143, Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины № 1895122 по № 1890125.
Обозначения см/ в табл. 9.

[ЛЬНА с 1895122 по <890125
ШННЫЕ Трехцветмдя сигнализация.
'ПИТО АФАЗДКЯ люков щитки
ЗлкмтниьимПф^ рдцда
. бЕНЗИНОМЕР И УКЯЗЯГЕЛ И { gf
ЗАСЛОНОК ВОДО-И МАСЛО- ТЕр|ИОМЕТРЫ —
РАДИАТОРОВ ВОДЫиМДСЛД
i i| у
X
УМ2
УМ2
3
59
57
Т61 I
I ТВ2
53
з
К
УМ1
121
К
™Чм2
376
ПАУ4
32
33
61
55
74 60
ПЕРЕЗАРЯДКА
ЛУШЕК И ПУЛЕМЕТОВ
ИЗ
ПАУ2
Бомбовое и
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
СЧ-3
ПИТАНИЕ ВЗРЫВ
15
15 1617 18 19
ПДУ1 ПШ/5 J
ПАУЗ
। -----си
Ш СИП
СИГ2—4^-ПРС
СИГ2 37а
СЙГЗ,
ЙГ4.
СИГ5
А
3
39
38
Ож
Юс
Юз Юм Т Т Юк
10л 10 О Л
тм
125 5658| 60
УВ УМ
,424
У61
5Э2ВЭ1 j24
5GII tfflU?
F 4 |T|i Ф
Спуск пулеметов, пушек
И фОТОКИНОПУЛЕМЕТА
У SI
У82УМ1

ТМ1
S ТМ2
ринципиплышя схема электрооборудования самолета с машины № 1895122 по № 1890125.
Обозначения см. в табл. 9.
ДЕЙСТВИТЕЛЬНА с 1890126 по 1890)29 >
r(Jr,.niuln,..m ...^ мас«иыыР трехцветная сигнализация,
Фиг. 144. Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины № 1890126 по № 189
Обозначения см. в табл. 9.
ITEAbHA с 1890126 по 1890129“"
11ШЯ ШАССИ, КАБИННЫЕ ТРЕХЦВЕТНАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ.
ЛАМПЫ, ОБОГРЕВ ПИТО . ЩИТКИ, ДфА, ЗАКРЫТ ЛЮКОВ
Тй
119
4124
ОД
22,
Mi кл2 u^2g
\ бЕНЗИНОМЕР И УКАЗАТЕЛИ
ЖАЙЙЕ ИпБ0₽Т ЗАСЛОНОК 80Д0-И МАСЛО-
W7 ОГНИ 'ФАРА ГЯЦИИ РАДИАТОРОВ
Термометры Компас
воды и мдсля пдк-44
- -,ц-
130
143
15 16 87 Ш 19 КЛ
ПАУ1 (1ЯУ5
W8Bf ЛЛ1
161
СМГ2.Э/а
СИП
375
; 34 365

3
•СИГЗц
СМГ4
>
149
150
66

R.W4
74 60
21
П Н8 А
Бомбовое и <
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
^151
-Р05
{20
XV
^^6X22-^^—125
Юм 70
120""““' ”“’тГ’
Юе
Юс
20
124
ДЯГ
123 (
04
131 4<29|128 ||29
123
123
АШИ
49 48
25 26 27
Перезарядка-
ЛУШЕК И ПУЛЕМЕТОВ
^38
Юж
22 23
43
152
73
= ЗЖ™-Г|
Юз Юи
УВ
ГТ
УВ1
Ь|25
АКЗ. АК4
ТМ2
АХ2
ДК4
ТВ2
W2
УВ2УМ!
) 54'324 123 5658]
14<! pcwi
™W
ф I
реи
I51jl33
6Э2 БЭ1 {24
6Э2 &Э1
152 51 I

30
55 57
32 33
59
61
34
167
Спуск ПУЛЕМЕТОВ, ПУШЕК
И ФОТОКННОПУЛЕМЕТЯ
сч-з
Т72 «< № 4 X
.1018 S3 84 85861
Ji Г— бхз
74^тБХ1Тбх4
76
73
80
73
Юо
4 6X24
6
! 44
142
Б**5 Д|Г2 ДАГЗ
ир! Y2
131
77
46 6Т116
дягз
112
151
•rt
Л
ДАГ5
;Ю251026
1Г6
ПОЗ
Ч23Р
002 Г
134 J
58
49
адйХУа Ё
СВ "^125
СВ1——>
СЫ г
<₽КП4 gg
ЬОн 1
I Л177
4-1241
П04 |
4-128,
1Ю4 ?
50 51 52
1. Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины № 1890126 по № 1890129.
Обозначения см. в табл. 9.
Ю5-
114
^фКПЗ-vl
120
ФЙН 123{
I ПУШ1 ЙУ?*2 ПУЛ2
124 (23
jL ?
94
128
ФЖ
гОУАЗ^,1^
9^ 55 56 98 57
ФКП
164
Юф
165
155
«Ю24
Освещение прицела, Триммер
Источники питания плафон, уфо. руля поворотд-
ДЕЙСТВИТЕЛЬНА с 189013С
Сигнализация шасси, кабинные Трехцветная сигнализация,
ЛАМПЫ, ОБОГРЕВ ПИТО ЩИТКИ, АФА ________________
w
го
06-
Юа
33
32
115
60
21
>•144
Триммер
ИЕ
ПРЛ-1 131
15
120 гг
IT3 ЖП1
---СИГ-2
СИП 36с
бОМБОВОЕ И
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
/5 16 /7 18 Ф
г?Г145
<7
УФ01
Моторы заслонок;
Водорадиатора Маслорадиатора
ТРП-2
ТРП-f
117
40
ТРП-’
,3Ч
ТРП-2
<57
УМР2
Р| УВР2
тэг
УЙР-4
У8Р6
УМР1
УМР
62 УМ? /66
109
тэз
Т31
W,28{’9BP5
159 ТЭ2
ГШ
амР2
146
69
БХ-17 [
125.
к
121
8
Ж
3
сйг-з^
сип
<21
cur-г .Ъ7а <
—ПРС
.121
7?30 Т,лГ Т I Г 11 IН5 пт
Ч 'i WWW Ml i; W W>
.103 108 1 / 143 34 365 375 39
29
118
22 23
Перездр
ПУШЕК И Г
зл
НО
2
6X21
6Т hi
4 161
(35
3/4/
|®~ё
142 <25 пл „
....— -с.1 ..РО'О
------БХ-14----------
РО-2
,123k
P0-J42
151
РО-5
Й1 и <31 125
О—’Ол Ьд44—о *2—-
10м
70
ЙЗ
МХ1
<52
6Х-22 72 I |
(10-6 00-7
128
по
83 84|85
ЯВИ
9ВР1УВР21 g.
• 36
/160 :Г<
30 57 39
6X17
106
67
_бУ-1б Г"
БХ18
БХ19
42 41
107
371-2 162
1135
ЗЛ2-1й4
ро-з
Р02
-12Й
РО 4
РО-1
129
66
147
148
62 63 64 65
149
150
ЙЭ
71
73
74
ЖК1
<42 рро-?'
пог
БХ-27
49 50 51
79
Фиг. 145. Принципиальная схема электрооборудования самолета с Ml
76
78-
бх-й
80
79
75 бх-г
Обозначения см. в табл. 9.
ДЕЙСТВИТЕЛЬНА с 1890130
Сигнализация шасси, кабинные Трехцветная сигнализация,
ЛАМПЫ, ОБОГРЕВ ПИТО ЩИТКИ. АФА
Зджигйние и борт л, D Бензимомер и указатели Термометры Компдс
огни НАЦИЯ ЗАСАОНОКВ^^^
IX
Юс
123 120
129
ДН01 А№2
IV
4445 46 44 45 47
49 48
32
33
115
:з
43
15 16 /7 /8
633j 1
Ддг-10
XVlE
XVIII
Юф
70
125
83 84
120
71
1?5
125 'IIH6I >уш
131
I ДН1О 101
f I
172
142
Перезарядна;
ПУШЕК И ПУЛЕМЕТОВ
25 26 27
3
Ш8-
СИГ-2
36а
’ К
Ш7
118
бОМБОВОЕ И
РЕАКТИВНОЕ ВООРУЖЕНИЕ
(рКП'З
94
ПУЛ!
Д4Г7
ФКП2 . ДАПЗ
151
РО-5 —
г-00-7
<^2 Ь-РО-7-
по-b пр-7
128
КЛ2 Ац 13
. 128 (|2^пдо-6
v&flfr jr
—<>-> .у Илз ГЛ ('©УФг-
Ог^Т
14
1
J49
-150
пауь
СИГ1
к
121
ъ
Ж
3
СИГ-3
си"4
смг-2 ,37а
38
Юж
f
(20
>гт
ixv
Т-^-бх
ОМом
73
74
76
78
80
79
№tSi
AY..J7I
ол 1»5

зж___
Юг Юз Юн
ДНО-3
423
ф
53
реи
123
ДН04
129 (28 |129
PCM
IJIp—
132 ' Р
106 рси-1
1411
Спуск пулеметов, пушек
й ФОТОНИНОПУЛЕМЕТА
I 632 БЭ1
РЛИ 50
сч-з
ЙХ1Х
I m 4n/’Oto F
,1018
TBI
ТВ2
TMI
ТМ2
Лкз А»
TS1
™*ТМ2

^f<51
ДК4
167 7< g
131
ЙТ42
<4Н24
БК2
6Х-,3Л5
79
БХ-27
по-з
Г123 "
ПО-2
ДО-4
-4-128
поз
СО-5
87 88 89 90|
49 50 51 52
i 173 174
108
ПО.
\Т7\
/21
_ 120
ПУШ-I fMU-2 Пудз ПУ/12
12;
128-
дя^г
сч 170
ы
ДЛГ-5 <б/|
Фиг. 145. Принципиальная схема электрооборудования самолета с машины № 1890130.
Обозначения см. в табл. 9.
Я W4 ,
I 1 4 1
56 5/ {QQ
24

Фиг. 146. Полумонтажная схема электрооборудования самолета с машины № 1890101 по № 1890118.
Обозначения см. в табл. 9.
Самолет Ил-10

□UlRdH 3DH3LT
t
O(
Vi
13U0U
£5
tzzzzzzzzz^zzzzzzA.
t?
tpi
-fa»
— 6^
—Зои
ъ 6>J
К» ч ч
7ZZZZZZZZZZZZZ.
£□)
JOI
6>
г-ии
5'Od'
15
ZL
& &
'////г/н
\7/тшттштшжпи^
€I-X9'
IB
5
/ffO---
S3 —
L2-X9
83-кд
угггз- £21

T
St
<L&
Sb
gH068IN ou ЮЮ68ГN 3J7H4V31M91QI137

i-ujj—
г/
f-Udd
l-UdJ
БЕ1
-a

%//W777i

I I
EEI
Ген- 3-nod
8>
151
-9-00
9-00-
•вз H<>^
6£-¥ । Op'
£M9

МОТОР
Г. 147. Полумонтажная схема электрооборудования самолета с машины № 1890119 по № 1890129.
Обозначения см. в табл. 9.
IEBOC КРЫЛО
19 по № 1890129.
ХВОСТ
МОТОР
Фиг. 148. Полумонтажная схема электрооборудования самолета с машины Я» 1890130,
Обозначения см. в табл. 9.
V
Q
2641'
56
8 <
1 148
1 /
! /о4Р02-^
150
90 9.6
'' 159 160
-тэз
-ТЭ2
тэ<
-67
ПОЛУМОНТАШМАЯ
СХЕМА ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Ру
49
tsSESSr
<-5
40
134
s
-I9-*
-!9И>
•50-
П0-3-
-52-
•П0-5-
Ь£57Ч1,.
ЩТ
ПРС!”
-17
л
$
28
0=>
132
ПО-4-
50-
2i XXII
144
<2
г-ЛУЛЗ'^'
^55-Ц?:
лп
хл-Мй
<05
W8O4 174
ХВОСТ
л-
\ 119
128 4
ПДУ-4
ПДУ-1
• ПДУ-2
'143
/3/
133
115
&4 95
•ФН*Л*°
ВОЕ
S’
PO+f
” L-Ij \>463J
97 <47
НРЫ/1О
Действительна c n 1890(30
104
<16
a-ZiKv
W-27-iS
‘11—3
ГТ
<64
47-/
165
71
—112 163
^-gH39
тз ,
145
1890130.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение .............................................................: 3
Глава первая
Конструкция планера
1. Общие замечания j ................................................. 5
2. Крыло............................................................... б
Центроплан........................................................... 6
Отъемная часть крыла................................................ 14
Элероны а .......................................................... 23
Взлетно-посадочные щитки ........................................... 23
3. Фюзеляж............................................................ 25
Передняя и средняя части фюзеляжа................................... 25
Пол кабины пилота ................................................ 25
Сиденье пилота ,.... г............................................ 28
Откидное сиденье стрелка ....................................... : 30
Фонарь кабины пилота............................................... 31
Фонарь кабины стрелка............................................. 33
Хвостовая часть фюзеляжа............................................ 33
4. Хвостовое оперение.................................................. 37
Стабилизатор ...................................................... 37
Руль высоты......................................................... 39
Вертикальное оперение.......................................... . 39
5. Регулировочные данные самолета....................................... 40
Глава вторая
Взлетно-посадочные приспособления
1. Общие замечания . ; ; г г s i ; г s ; г ; . . . ; . . . . 45
2. Нога шасси ........................................................ 48
Амортизационная стойка с колесом.................................. 48
Подкос шасси........................ . ............................. 56
Замки шасси..................................................... 56
Регулирование замков................................................ 69
3. Пневматические цилиндры-подъемники.................................. 62
Подъемники шасси и щитков........................................... 62
Цилиндры-выключатели ............................................... 63
•'4. Воздушная система самолета.......................................... 66
Детали воздушной системы самолета................................... 76
5. Система аварийного выпуска шасси ................................... 89
6. Тормозная система.................................................... 90
Детали тормозной системы............................................ 92
Работа тормозной системы.......................................... 96
7. Сигнализация шасси .................................................. 97
Механическая сигнализация........................................... 97
Электрическая сигнализация .................................. .... 97
8. Обтекатели шасси..................................................... 98
9. Установка хвостового колеса......................................... 98
Амортизатор хвостового колеса...................................... 100
Подъемник хвостового колеса.................................... . 101
\ Стопорение хвостового колеса . . . ................................. 103
- Уборка и выпуск хвостового колеса ................................ 104
20*
305
Стр.
10. Эксплоатационные указания по пользованию шасси, хвостовым колесом
и щитками........................................................ . . . 106
Управление уборкой и выпуском шасси и щитков........................ 106
Неисправности воздушной системы и мероприятия по их устранению . . 112
Пользование тормозами.............................................. 114
Управление стопором хвостового колеса .............................. 114
Смазка механизмов шасси и хвостового колеса ........................ 115
I Наладка системы аварийного выпуска шасси.................................. 116
* И. Зарядка воздушной системы самолета..................................... 118
Зарядка амортизаторов шасси и хвостового колеса .................... 118
Амортизационная жидкость (смесь).................................... 122
Зарядка ппевматиков колес .... ..................................... 123
Зарядка баллонов воздушной системы.................................. 124
12. Монтаж и демонтаж агрегатов шасси и хвостового колеса . ............. 125
Демонтаж и монтаж шасси............................................. 125
Разборка и сборка амортизационной стойки .......................... 128
Смена колес шасси................................................... 128
Смена агрегатов установки хвостового колеса........................ 129
Смена тросов лебедки аварийного выпуска шасси...................... 129
13. Предполетный осмотр шасси . . . 4.................................... 130
Осмотр шасси авиамехаником....................................... . 130
Осмотр шасси летчиком............................. . ............ 133
14. Буксировка самолета.................................................. 133
Глава третья
Управление самолетом
1. Общие замечания.................................................... 135
2. Управление рулем высоты ............................................ 136
3. Управление рулем поворота........................................ . 139
4. Управление триммерами ......................................... 141
Управление триммерами руля высоты................................... 141
Управление триммером-флетнером руля поворота ..............: : : : 142
Управление триммером элерона 5 ........... 143
5. Управление элеронами . . з . . . ................................. . 143
6. Управление взлетно-посадочными щитками............................. 146
Механизм установки щитков на взлетный угол (механизм взлетного угла) 148
Сигнализация положения щитков . .................................... 151
Глава четвертая
Винтомоторная группа
1. Общие замечания..................................................... 152
2. Мотор................................................................ 153
3. Вийт ................................................................ 154
4. Капот и крепление мотора............................................ 154
Обтекатель (кок) втулки винта . ................................... 158
Всасывающий патрубок с воздушным фильтром..................... 159
5. Выхлопная система и обдув свечей ......................... 162
6. Система запуска мотора............................................. 163
Автомат давления АД-50.............................................. 166
Пусковой насос ПН-1................................................. 166
Газовый запуск мотора . ........................................... 170
у Эксплоатационные указания по системе запуска . ......................... 171
7. Система питания мотора топливом................................... 172
Детали системы питания топливом.................................... 175-
Эксплоатационные указания по бензосистеме.......................... 178
Система заполнения бензобаков нейтральным газом . . ...... 179
s/ 8. Маслосистема самолета . ... . ......... ...... 182
Детали маслосистемы............................................... 186
Эксплоатационные указания по маслосистеме.......................... 191
9. Система охлаждения мотора........................................ . 192
Детали системы охлаждения .......................................... 194
Эксплоатационные указания по системе охлаждения .................... 195
Установка радиаторов . , 3 . .................................... 196
306
Стр.
10. Управление винтомоторной группой ... .......................... 198
Управление газом, винтом и бензиновым пожарным краном............... 198
Управление заслонками (туннелей радиаторов.......................... 203
Глава пятая
Специальное оборудование самолета
1. Общие замечания........................................................ 208
2. Оборудование самолета приборами....................................... 208
Приборная доска пилота ............................................. 208
Схемы питания аэронавигационных приборов............................ 214
Приборы контроля работы мотора...................................... 216
Дистанционный электрический компас ПДК-44 .................... . : 221
3. Электрооборудование .................................................. 222
Источники электроэнергии ........................................... 234
Коммутационная аппаратура........................................... 238
Потребители электроэнергии на самолете.............................. 245
Механизмы дистанционного управления................................ 253
Электрическое управление вооружением самолета,...................... 260
Трехцветная сигнализация ......................................... 276
4. Радиооборудование .................................................... 276
Приемо-передающая радиостанция РСИ-4 ............................... 278
Приемо-передающая радиостанция РСИ-6................................ 281
Радиополукомпас РПКО-10М............................................ 285
Переговорное устройство СПУ-2М...................................... 287
Радиоопознаватель СЧ-3...............................................288
Схема металлизации самолета..........................................290
5. Фотооборудование ..................................................... 291
Глава шестая
Вспомогательное оборудование самолета
1. Оборудование кабин ...............................................: : 296
2. Чехлы на мойтор, кок винта и кабины.................................... 296
Зимние чехлы на мотор и кок винта................................... 296
Летний чехол на кабины............................................. 300
Летние чехлы на мотор и винт самолета . ............................ 301
3. Эксплоатационные устройства........................................... 303
Мат на центроплане................................................. 303
Чехлы на приборах.............................................. 304