/
Текст
САМОЛЕТ Л-29
УСТРОЙСТВО, ЭКСПЛУАТАЦИЯ
г
Г
(Учебное пособие)
г
а
ИЗДАТЕЛЬСТВО ДОСААФ
Москва — 1073
Настоящее учебное пособие предназначено для
курсантов учебных авиационных организаций
ДОСААФ, обучающихся полетам на самрлеге
Л-29. . '
В пособии рассматриваются конструкции и
действие основных узлов, агрегатов и систем са-
молета, а также дается краткое обоснование яв-
лений, протекающих в агрегатах и системах во
время их работы. При описании конструкций
раскрываются1 причины возникновения наиболее
характерных неисправностей, рекомендуются спо-
собы их обнаружения и предупреждения в про-
цессе эксплуатации техники.
Материал изложен в> соответствии с програм-
мами учебных авиационных организаций! Посо-
бие может быть также использовано летным и
инженерно-техническим . составом авиации
ДОСААФ. '
Авторы учебного пособия — подполковник-
инженер Каюнов Н. Т. и подполковник-инженер
Коровин И. П.
Главе I.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ Л-29
Двухместный реактивный самолет Л-29 с двигателем М.-701
предназначен для первоначального обучения технике пилотирова-
ния, а также элементам боевого применения (рис. 1).
Самолет имеет хорошие летные данные, отвечающие современ-
НЫм требованиям, удачную аэродинамическую компоновку, обла-
дает необходимой прочностью и эксплуатационной надежностью,
оснащен высотным и кислородным оборудованием и средствами
спасения экипажа при аварийных случаях. Авиационное и радио-
электронное оборудование обеспечивает выполнение полетов в
любых метеорологических условиях, ib любое время суток. Экс-
плуатационный запас прочности допускает выполнение всех ос-
новных фигур простого, сложного и высшего пилотажа. Эксплуа-
тация и техническое обслуживание самолета для достаточно
подготовленного личного состава особых трудностей не представ-
ляет.
По аэродинамической компоновке самолет Л-29 является
монопланом со средним расположением крыла, имеющего в плане
форму двух составленных трапеций. Крыло оснащено элеронами
и выдвижными закрылками. Под крылом на специальных замках
подвешиваются два топливных бака емкостью по 150 л ка-
ждый.
Средняя часть крыла—центроплан — составляет с фюзеляжем
одно целое. Фюзеляж представляет собой тело вращения полу-
монококовой конструкции. В носовой части фюзеляжа располо-
жена герметическая двухместная кабина, обеспечивающая нор-
мальные жизненные условия экипажу при полетах на больших
высотах. Кабина оборудована катапультируемыми сиденьями, рас-
положенными одно за другим, которые обеспечивают экипажу по-
кидание самолета на больших скоростях полета.
Хвостовое оперение имеет форму буквы «Т». Горизонтальное
оперение установлено на верхней части киля. Угол установки
стабилизатора изменяется автоматически в зависимости от поло-
жения закрылков.
Шасси — трехколесное, с носовым колесом, убирающееся в
полете. Основные стойки шасси убираются в центроплан в напра-
*влении к фюзеляжу. Носовая стойка убирается в фюзеляж вперед
по полету.
Управление самолетом двойное.
Самолет снабжен одним реактивным двигателем М-701 с од-
посторонним центробежным компрессором и одноступенчатой га
части фюзе
зовой турбиной. Двигатель установлен в хвостовой
воздухозаборни-
ляжа. Воздух к двигателю подводится по двум
кам, расположенным в центроплане и соединяющимся около дви
гателя в один канал.
В фюзеляже за кабиной летчиков установлены два
бака.
Радиоэлектронное и авиационное оборудование
включает: УКВ радиостанцию РТЛ-11; автоматический
топливных
самолета
радиокохМ-
Рис., 1. Самолет Л-29
пас АРК-9; маркерный радиоприемник МРП-56; радиовысотомер
РВ-УМ; опознавательное устройство 020; гироицдукционный
ком
пас ГИК-1; гироскопический авиагоризонт АГД-1 и другие пи-
лотажно-навигационные приборы.
Вооружение самолета состоит из прицела АСП-ЗНМУ, фото-
пулемета ФКП-2, оборудования для бомбометания
и стрельбы
ракетами.
2. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
техническим характеристикам самолета относятся геометри-
стики, а также тяговые характеристики двигателя
характери-
некоторые
другие данные.
Геометрические данные
Длина самолета
Высота самолета на стоянке
Размах крыла
Площадь крыла
Удлинение крыла
10,8
3,1 м
10,3 м
19,8 м2
5,36
Сужение крыла 0,518
Угол стреловидности на 25% хорды
крыла:
центроплана 5°
консоли 1 °24'
Угол поперечного V центроплана 0°
Угол поперечного V консоли + 3°
Средняя аэродинамическая хорда
(САХ) 2,040 м
Угол установки крыла относительно
продольной оси самолета + 1,5°
Общая площадь элеронов 1,502 м2
Максимальное отклонение элеронов ± 15°
Общая площадь закрылков 2,77 м2
Отклонение закрылков при взлете 15°
Отклонение закрылков при посадке 30°
Общая площадь тормозных щитков 0,532 м2
Максимальное отклонение тормозных
щитков 54°
Площадь стабилизатора 2,19 м2
Отклонение стабилизатора:
при отклонении закрылков на 15э— Г55'±20'
при отклонении закрылков на 30° — 3°55'±15'
при убранных закрылках — 0°15'± 5'
Площадь руля высоты 1,12 м2
Отклонение руля высоты:
вверх — 32°
вниз:
для самолетов до 8-й серии -{-20°
для самолетов с 8-й серии + 18°
Отклонение триммера руля высоты:
вверх
вниз
Угол стреловидности горизонтального
оперения на 25% хорды профиля
Общая площадь вертикального опе-
рения
Площадь киля
Площадь руля направления
Угол стреловидности вертикального
оперения на 25% хорды профиля
Отклонение руля направления (в го-
ризонтальной плоскости)
Стояночный угол самолета
Ширина колеи шасси
Продольная база шасси
9°
2,034 м2
1,353 м2
0,681 м2
37,5°
25° ± 1°
1°40'
3,435 м
3,397 л
Весовые и центровочные данные
Вес пустого самолета 2384 кг
Допустимый посадочный вес 3300 кг
Максимально допустимый взлетный
вес 3630 кг
Максимальное количество топлива в баках (с подвесными)
1300 л (1040 кг).
Минимальное количество топлива в баках (при загорании сиг-
нальной лампочки) — 150 л (15%-ный остаток), или 120 кг.
Предельные эксплуатационные центровки самолета
Передняя (два летчика в передней и задней кабинах — 180 кг,
7%-ный запас топлива Т-1 — 72 л весом 58 кг, без подвесных ба-
ков и бомб, шасси убрано) при весе 2622 кг — 19,8° САХ;
задняя (летчик только в передней кабине — 90 кг, полный за-
пас топлива Т-1 в фюзеляжных баках — 1000 л весом 800 кг, две
бомбы, каждая весом 120 кг, шасси выпущено) при весе 3514 кг—
24,7% САХ.
При любых вариантах загрузки самолета предельные эксплуа-
тационные центровки не выходят за пределы допустимых (19,8%
и 25,1% САХ).
После катапультирования переднего летчика (аварийный слу-
чай) крайняя задняя центровка составит 27,7% (шасси убрано)
и 28,5% САХ (шасси выпущено).
Центровка пустого самолета — 27,5% САХ.
Уборка шасси смещает центровку самолета вперед на 0,8%
САХ.
В таблице 1 приведены центровки и весовые характеристики
для различных вариантов загрузки самолета.
Таблица 1
Вес (кг)
Центровка,
Х% САХ
Вариант
Экипаж
пустого
самоле-
та
эки-
пажа
обо- Топ- полет-
РУДо- .
вання лнва ныи
шасси
убрано
Шасси
выпу-
щено
Основной
Учебный
Летчик в пе-
редней кабние
2384
Летчики в обе-
их кабинах
2384
90
180
120 2594 22,6 23,4
800 3274 23,4 24,2
120 2684 21,2 22,0 _ 22,5
800 3364 21,7
Вариант
Экипаж
пусто-
го са-
молета
эки
2412
Вес (кг)
Центровка
Х% САХ
пажа
обо-
рудо-
вания
топ
лива
V
полет- шасси i шасси
ныи
убра- |выпу
но
щено
Перелет-
ный (о по
Летчик в пе-
редней кабине
весными
топлив
том ве-
са под-
весных
баков и
пило-
нов —
28 кг)
90
120
2622
1040 2542
ними
баками)
4
Летчики в обе
их кабинах
2412
180
120
1040
2712
3632
Примечание. В числителях приведены
ном (15%-ном) остатке топлива, в знаменателях
данные, полученные при минималь
пипа /юла -------- при полной заправке топ
лива (1000 л) в основных топливных баках.
Рис. 2. Расчетная схема
ля определения центровки
Данные для расчета центровок X при различных
загрузки приведены в таблице 1 и на р“сразличных
водится по формулам: г
вариантах
. Расчет X произ-
(1)
*100
"сах
% САХ.
(2)
Определения
За полный вес принимают вес самолета
перед взлетом.
Максимально допустимым полетным весом называется вес са
молета с увеличенной против нормальной нагрузкой.
Нагрузкой принято называть вес экипажа и вес расходуемых
в полете материалов (топлива, бомб, боеприпасов и т. д).
Посадочным весом считается вес самолета при отсутствии бое-
комплекта и при наличии остатка топлива, равного 20% от пол-
ной емкости основных баков.
Максимально допустимым посадочным весом считается вес, оп-
ределенный из условий прочности наиболее нагруженных элемен-
тов конструкции самолета в момент приземления.
Центровкой называется расстояние центра тяжести
до носка средней аэродинамической хорды, выраженное
центах ее длины:
^-•100.
®сах
самолета
в про-
3. ПРОЧНОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
л
Конструкция самолета Л-29 рассчитана по «Нормам прочности»
1947 г. и по дополнениям к «Нормам прочности» 1963. г. как са-
молета класса «А» (пилотажно-спортивный).
Прочность самолета обеспечивается в соответствии с ограниче-
ниями, приведенными в таблице 3.
п.
Таблица 3
Параметры
Без внешних
а
подвесок
С внешними
подвесками
Максимальная, эксплуатационная перегрузка:
положительная
л
отрицательная
Предельно допустимое число М по прибору для
высот более 1500 м
Максимально допустимая скорость (приборная),
км! час:
пикирования (планирования) на высотах ниже
1500 м
с закрылками, выпущенными во взлетное поло-
жение
с закрылками, выпущенными в посадочное по-
ложение
*
с выпущенными шасси .
Максимально допустимая боковая составляющая
скорости ветра, при которой разрешается про-
изводить взлет и посадку, м,1сек
8
4
0,7
7
3,5
г
0,7
790
290
280
290
12
790
290
280
290
12
Перегрузка (коэффициент перегрузки) — безразмерная вели-
чина, показывающая, во сколько раз сумма всех сил (за исклю-
чением силы тяжести), действующих на самолет в криволинейном
полете, больше или меньше его веса в равномерном горизонталь-
ном полете.
Дерегрузка обычно оценивается коэффициентом перегрузки.
Максимально допустимые перегрузки, действующие на самолет
в процессе его летной эксплуатации, называются эксплуатацион-
ными перегрузками. В «Нормах прочности» под коэффициентом
эксплуатационной перегрузки подразумевается максимально допу-
стимое в эксплуатации для данного класса самолета отношение
подъемной силы самолета к его весу:
п3
макс* доп*
(4)
Эксплуатационные перегрузки не должны вызывать остаточных
деформаций элементов конструкции самолета.
Нагрузка (перегрузка), при которой начинается разрушение
каких-либо элементов конструкции самолета, называется расчет-
ной или разрушающей (л₽).
Эксплуатационная и разрушающая перегрузки связаны между
собой'коэффициентом безопасности (запасом прочности).
Коэффициентом безопасности (/) называется число, показы-
вающее, во сколько раз разрушающая нагрузка (перегрузка)
больше нормированной эксплуатационной нагрузки (пере-
грузки).
Численное значение коэффициента безопасности (запаса проч-
ности) для основных частей самолета задается в пределах
/=1,5 + 2.
Значительное превышение при проектировании самолета раз-
. рушающей нагрузки по отношению к эксплуатационной приводит
к перетяжелению конструкции и, следовательно, к снижению лет-
но-технических данных.
анные об удельной нагрузке на крыло
Удельной нагрузкой на крыло называется отношение веса са-
молета к площади крыла и выражается формулой:
О кг
кр м3
(5)
Удельная нагрузка на крыло является одной из важных ха-
рактеристик самолета. Она устанавливает связь между его ве-
сом
и летно-техническими характеристиками.
анные о нагрузке
иа крыло самолета Л-29 для наиболее характерных вариантов по-
летного веса приведены в таблице 4.
Таблица 4
Варианты полетного веса
Вес само-
лета, кг
Нагрузка на
крыло, кг/м2
Максимально допустимый взлетный вес
Допустимый посадочный вес
Основной учебный вариант
3630
3300
3364
183,3
166,6
170,0
Тяговооруженность самолета
Тяговооруженностью самолета называется отношение
мальной тяги двигателя к весу самолета. Выражается
мулой:
р Р кг ТЯГИ '
** G 1кг веса ’
макси-
фор-
(6)
После нагрузки на крыло это наиболее важная техническая
характеристика самолета, определяющая его взлетные характери-
стики, характеристики разгона, скороподъемности и вертикальной
маневренности. Основные данные о двигателе М-701 приведены в
таблице 5.
Таблица 5
Режим оаботы двигателя Число оборотов, % и Тяга на * месте, кг Расход топлива па месте, кг/час Удельный расход топ- лива па месте кг/час Допустимое время работы, мин
Максимальный iooio.65 * 890-40 650 1,14- h 0,03 6
Номинальный 97 805-40 650 г» 1,14 Н h 0,03 Не ограничено
0.9 номиналь- ного 94 720 -40 650 1,14 + 0,03 * Не ограничено
Малый газ t 35—39 Не более 70 р Не более 250 Не более 250 Не более 10 на земле, в полете не ограничено
Данные о тяговооруженности самолета Л-29 для максимально
допустимого полетного веса и основного учебного варианта при
работе двигателя на максимальном режиме приведены в таб-
лице 6. ,
Таблица 6
Полетный вес самолета, кг
Тяговооруженность самолета,
кг тяги/кр веса
3630
3364
0,245
0,264
Летные данные самолета
К летным данным самолета относятся данные о максимальной
скорости, скороподъемности, потолке, взлетно-посадочных харак-
теристиках, маневренности, технической дальности и продолжи-
тельности полета.
Максимальные горизонтальные
полета (стандартные):
скорости -
а) при работе двигателя на максимальном режиме (п=100%):
у земли — 605 км/час,
на высоте 5000 м — 625 км/час,
на высоте 8000 м — 612 км/час;
б) при работе двигателя на номинальном режиме (п=97%):
у земли — 568 км/час,
на высоте 5000 м — 595 км/час,
вы высоте 8000 м —• 585 км/час.
Максимальные вертикальные скорости (стан-
дартные) :
а) у земли (№100%) —• 13,2 м/сек,
б) при № 97%:
на высоте 5000 м — 6,2 м/сек,
на высоте 8000 м — 3,3 м/сек,
на высоте 10 000 м — 1,4 м/сек;
Практический .потолок — 10900 м.
Время набора на режиме максимальной
скороподъемности:
а) высоты 3300 м при работе двигателя на максимальном ре-
жиме — 5 мин;
б) при работе двигателя на номинальном режиме с высоты
3300 м:
высоты 5000 м —- 9,2 мин,
высоты 8000 м — 20 мин,
высоты 10000 м —' 35,2 мин,
практического потолка — 52,3 мин.
Максимальная дальность и продолжитель-
ность полета на высоте 5000 м с остатком топлива 5%
полного запаса (при удельном весе 0,775 г/см3):
без подвесных баков — 670 км или 1 час, 47 мин,
с подвесными баками — 870 км или 2 час. 20 мин.
Длина разбега на бетонной ВПП при взлёте на максимальном
режиме работь; двигателя при скорости отрыва по прибору 160—
165 км/час — 600—650 м.
Длина разбега по грунту средней прочности (8=8—9 кг/см2)
при стандартных метеорологических условиях — 800 м.
При уменьшении прочности грунта длина разбега возрастает
более чем на 100% и достигает 1300 м.
Взлетная дистанция (до высоты 25 м при скорости, равной
1,3 скорости отрыва) составляет 2—2,3 длины разбега.
Длина пробега на бетоне с использованием тормозов колес
при приземлении на скорости по прибору 156—160 км/час —
530—600 м.
Посадочная' дистанция при планировании на скорости
200—210 км/час с высоты 25 м — 1200—1300 м.
Посадка в случае невыпуска закрылков отличается от посадки
с выпущенными на 30е закрылками значительным увеличением ско-
рости приземления (до 202 км/час) и посадочной дистанции.
Длина пробега при посадке на грунтовую ВПП — 430—
500 м.
Определения
1
Максимальной скоростью полета VMaKC называется наиболь-
шая скорость, достигаемая самолетом в горизонтальном полете
при максимальной тяге двигателя.
Динамическим потолком условно называется та наибольшая
высота, которую может достигнуть самолет, используя кинетиче-
скую энергию, при условии сохранения достаточной управляе-
мости.
Технической дальностью называется расстояние, которое может
пролетать одиночный самолет в стандартных условиях атмосферы,
па постоянной высоте и наивыгоднейшем режиме до полного из-
расходования всего располагаемого запаса топлива, с выполнение
ем набора высоты и снижения по маршруту полета.
Обычно в описаниях и инструкциях приводятся данные о тех-
нической дальности и продолжительности полета. Однако в экс-
плуатации при полете даже одиночного самолета невозможно по-
лучить дальность, соответствующую технической, так как условия
ее получения обычно резко отличаются от условий, при которых
получена техническая дальность. В связи с этим возникла необ-
ходимость в понятии «тактическая дальность».
Тактическая дальность меньше технической дальности, так как
она учитывает дополнительный расход топлива, необходимый для
выполнения конкретного задания самолетом или группой само-
летов, с использованием определенного наперед заданного ко-
личества топлива. Приближенно считается тактическая дальность
на Vai меньше технической.
Ограничения самолета
Ограничение скорости полета. Для самолетов с
большой тяговооруженностью возможные максимальные скорости
полета могут быть ограничены предельно допустимыми значения-
ми скоростного напора, перегрузок, температур и других парамет-
ров, от которых зависит прочность и жесткость конструкции, а
также по числу М полета из условия управляемости самолета.
.Ограничения по скоростному напо<ру. Связаны
с тем, что прочность многих частей самолета (хвостовое оперение,
механизация крыла и оперения, крышки люков и др.) лимитиру-
ется величиной предельного скоростного напора (7nfel). Значе-
ние 7пред не должно превышать величины максимального скорост-
ного напора 7макС» согласно которому рассчитывались на-
грузки:
„ Романе [КГ
пред- — 2 LM2
где р — массовая плотность воздуха;
v — скорость полета.
Ограничения скорости по перегрузиа м. Для не-
маневренных самолетов вводятся с расчетом, чтобы перегрузка
при полете в неспокойном воздухе не превышала эксплуатацион-
ную перегрузку:.
Пнесп. = 1 ± К‘С?* Р-^-° , (8)
где К. — коэффициент интенсивности возрастания скорости в
вертикальном потоке (Л=0,5ч-0,95);
Uq—максимальная скорость вертикального потока;
V —скорость полета;
Р — удельная нагрузка на крыло.
Из формулы находим:
•'пред- —
2(пэ ± 1)Р Г_м_'
КСуа -P U0 LceK.
Для маневренных и ограниченно маневренных самолетов экс-
плуатационная перегрузка назначается исходя из тактико-техни-
ческих требований к данному типу самолета, которая не должна
превышать физиологических возможностей летчика.
Ограничения по температуре. Нагрев конструкции
на больших скоростях полета вызывается торможением потока
воздуха у ее лобовых частей и трением в пограничном слое; со-
провождается снижением прочности конструкции, появлением де-
формации и т. п. Во избежание этого ограничивают повышение
температуры обшивки крыла или фюзеляжа. Предельная темпера-
тура обшивки, а также соответствующая ей скорость полета на-
значаются исходя из летно-технических и конструктивных особен-
ностей самолета.
На больших высотах максимальные скорости, как правило,
условиями прочности не ограничиваются.
Ресурс са молета
Самолету Л-29 установлен (технический) ресурс — 2300 ча-
сов налета. В течение выработки этого ресурса на самоле-
те должны выполняться:
— регламентные работы в соответствии с требованиями «Еди-
ного регламента технической эксплуатации самолета Л-29»;
— средние ремонты — для самолетов по 7-ю серию включи-
тельно — после 500—600 часов налета (первый); после 2000±100
(второй); для самолетов с 8-й серии — после 900 ± 100 часов на-
лета;
— капитальный ремонт — после 1300 ± 100 часов налета для
самолетов по 7-ю серию включительно и после 1800 ± 100 часов
налета для самолетов с 8-й серии.
ГЛАВА II.
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПОЛЕТЕ
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
На самолет при взлете, в полете и при посадке действуют раз-
нообразные внешние нагрузки.
По характеру действия все внешние нагрузки разделяют на
две категории:
а) нагрузки, действующие на самолет и его отдельные части
в полете (аэродинамические силы, силы тяги, веса и инерционные
силы);
б) нагрузки, действующие на самолет и его отдельные части
при взлете и посадке.
Все нагрузки, действующие на самолет в полете и при посад-
ке (взлете), разделяют на поверхностные и массовые.
К поверхностным нагрузкам относятся аэродинамические силы
(подъемная сила У, сила лобового сопротивления Q), силы тя-
ги двигателей Р, силы реакции (например, силы реакции земли
при посадке самолета). К массовым — силы веса и силы инер-
ции.
Для удобства изучения параметров движения самолета и нагрузок,
действующих на него, пользуются так называемой поточной систе-
мой координат X,Y,Z. Начало координат этой системы распо-
лагают в центре тяжести самолета. Продольную ось ОХ направ-
ляют вперед, к носу самолета, параллельно его продольной оси
(против скорости набегающего потока); ось ОУ направляют пер-
пендикулярно оси ОХ — вверх. При этом координатная плоскость,
XOY является плоскостью симметрии самолета, делящей его
на две одинаковые части: правую и левую. Поперечная ось OZ
направляется перпендикулярно осям ОХ и ОУ и плоскости симмет-
рии вдоль правого крыла (рис. 3).
На самолет, совершающий криволинейное движение в верти-
кальной плоскости, действуют поверхностные силы — подъемная
сила У и сила лобового сопротивления Q, сила, тяги Р и массо-
вые — сила веса и силы инерции. В общем случае все эти си-
лы не находятся в равновесии. Однако для простоты рассуждений
и удобства расчетов выделим какой-то весьма малый промежуток
времени, когда можно полагать, что все силы и моменты нахо-
дятся в равновесии и на основании этого составим уравнения;
спроектировав все силы на координатные оси X и Y, полу-
чим:
Y 4- Psiny — Gcos0 — Fy = О;
P-cosy— Q = О. (10)
Но так как угол f по своей величине очень мал, то уравнения
примут вид:
У — G-cos0 = Fy;
/> = Q- (II)
Инерционная сила F? согласно закону Ньютона связана с
массой самолета и ускорением его центра тяжести и равна:
Fy = m-jy — — -Jy = -
(12)
Рис. 3. Схема сил, действующих на самолет в полете
После преобразования уравнение примет вид:
К —G cos0 = — • Jr . (13)
ё гу
Преобразовав последнее уравнение, получим:
r = G(cos0+, (14)
4 ё'у/
где G — вес самолета;
V — его поступательная скорость по траектории;
гу— радиус кривизны траектории в рассматриваемой точке
траектории;
О — угол, определяющий положение самолета на траекто-
рии.
Поделив правую к левую половины равенства на вес самолета,
будем иметь:
. = COS0+YL
(15)
Отношение по нашим определениям называется перегруз-
кой пу (т. е. вдоль направления подъемной силы):
или
— COS0 +
(16)
Анализ формулы показывает, что величина перегрузки п?
прямо пропорциональна квадрату скорости, местонахождению са-
молета на траектории движения и обратно пропорциональна ра-
диусу кривизны траектории.
Максимальное значение перегрузки (при одинаковых V и гу
будет в нижней точке траектории (cos©=l):
р
< V2
»v=<17>
Перегрузки в направлении оси пх определяются отноше-
нием:
Р —Q /104
— Q > (18)
где Р — тяга, создаваемая двигательной установкой;
Q — сила лобового сопротивления;
G — вес самолета.
Максимально достижимая перегрузка в направлении подъем-
ной силы (оси У) определяется величиной максимальной подъ-
емной силы (УМакс), а в направлении оси X — величиной разно-
сти (Р—QMaKC). ..
Перегрузка п.уыж -1™™. = 1-Сумакс
И
Но так как V=a-M\ ? = Р,
О
то получим «умакс = ^> Сумакс р(а • м)2, ‘ (19),
где а — скорость распространения звука на данной высоте.
Из формулы находим, что максимальная перегрузка пу макс,
которую может создать самолет, зависит от его аэродинамических
возможностей (Сумакс), от высоты (р) и скорости полета.
2 Зак. 340 17
Пример. Определить перегрузку, которую может создать са-
молет на выводе из пикирования у земли при скорости полета
500 км/час. Удельная нагрузка на крыло Р = 160 кг/м2;
ГДе Су макс 1,5.
и ______ СуМакс Р^3 1125 1402 _ 1 1 г
«умакс — 2-Р 2-160 ’
На взлете во время разбега на самолет действуют следую-
щие силы (рис. 4): сила лобового сопротивления — Q, направ-
ленная против движения; сила трения переднего и главных ко-
лес — F = Fn + Fr; сила тяги А действующая в направлении
движения. В направлении, перпендикулярном к траектории дви*
Рис. 4. Силы, действующие на самолет при разбеге
ження, действуют подъемная сила У, вес самолета G, а также
сила реакции земли на переднее и главные колеса N == 7Vn4 JVt.По-
скольку движение самолета при разбеге является прямолинейным,
то:
}' + N — G~O.
Разбег самолета с возрастанием скорости происходит под дей-
ствием ускоряющей силы 7?уск (ускоряющая сила равна разно-
сти сил Р—Q—Р^Руск ), которая сообщает самолету уско-
рение:
J = g-y^
или
(20)
Следует заметить, что ускоряющая сила /?уск , а следовательно,
и ускорение j во время разбега изменяются незначительно. По-
этому можно рассматривать разбег как равноускоренное движе-
ние, при котором величина ускорения остается постоянной и рав-
ной какому-то среднему значению jcp . При этом длина разбега
определяется по формуле равноускоренного движения:
Lp = (м)- (21)1
J up
Для расчета длины разбега необходимо определить входящие
в формулу
(21) величины.
Скорость отрыва определяется по формуле:
(22)
где G — вес самолета;
5 — площадь крыла;
Р — массовая плотность воздуха;
С\,отр — коэффициент подъемной силы при отрыве самолета.
Считаем, что С7/Отр^0,85 Cz/Max.
Среднее значение ускорения можно определить по формуле:
7=g-(%p—/'), • (23)
где
— тяга, соответствующая скорости Уср
няя квадратичная);
(сред-
— определяется по скоростной характеристике двигателя;
— f(V), которая приводится в описании самолета;
— приведенный коэффициент трения, определяемый по
формуле:
(С \
О^/отр— аэродинамическое качество самолета в момент
отрыва.
В среднем для реактивных самолетов можно считать, что
КОтр ^8—9; f—коэффициент трения качения, учитывающий силу
трения колес о грунт.
В процессе пробега на самолет действуют две тормозящие дви-
жение силы — сила лобового сопротивления Q и сила трения
колес о землю Л Откуда /?торм. Q + F.
Отрицательное ускорение, создаваемое суммарной тормозящей
силой RTOpM , будет равно:
Q + F
G
(24)
При пробеге тормозящая сила изменяется незначительно
(рис. 5), ввиду чего допустимо длину пробега определять по за-
кону равнозамедленного движения. Считается, что отрицательное
ускорение в процессе пробега будет равно некоторому среднему
его значению, поэтому
пр
V2noe
ср
(25)
где величина посадочной скорости определяется по формуле:
v-=°’95 (2б>
Определим среднее значение ускорения (замедления) jcp ,
для чего следует считать, что среднее значение тормозящей силы
при пробеге равно:
г> ... . Кнач 4* Икон
2 ’
Рис. 5. Схема сил, действующих на самолет при пробеге
где Иная и RK0H — значения тормозящей силы в начале и в
конце пробега.
В начале посадки Y = G и, следовательно,
R Qh34 ----- Ifrt
Дапос
где Ка пос — качество самолета при посадочном угле атаки.
В конце посадки Y = О и V = О.
При этом:
Икон
— F = fnpN^fnp’G,
где. /пр — среднее значение коэффициента трения при про-
беге.
Таким образом, среднее значение ускорения (замедления) при
пробеге будет равно:
ПОС
(27)
Из вышеприведенной формулы видно, что основное влияние
на величину /сп, а следовательно, на пх и длину пробега Lnp,
будет оказывать /пр, характеризующий состояние поверхности
взлетно-посадочной полосы. При больших значениях /Пр (вязкий
или песчаный грунт, глубокий снежный покров) возникают значи-
тельные нагрузки на шасси самолета.
2. НАГРУЖЕНИЕ КРЫЛА
На крыло в полете действуют следующие нагрузки (рис. 6):
распределенные аэродинамические силы; распределенные силы от
массы конструкции крыла; сосредоточенные силы от масс агре-
гатов и грузов, размещенных в крыле (топливо, двигатели,
оборудование и др.).
Определение величины и характера нагружения крыла необ-
ходимо для анализа работы конструкции (силовой схемы) крыла
и для расчетов на прочность.
Для расчета величин нагрузок, действующих на крыло, исход-
ной величиной является значение коэффициента эксплуатационной
нагрузка от агрегата
Рис. 6. Нагружение крыла аэродинамическими силами и мас-
совыми силами конструкции
перегрузки пэ, которая задается для каждого класса самолетов
(рис. 7).
Из приведенного рисунка видно,
что
Y _
cos 0 cos 0 ” cos 0 *
(28)
Величина равнодействующей массовой нагрузки конструкции
крыла, а также величина нагрузки от каждой сосредоточенной
. массы, размещенной в нем, могут быть найдены по формулам,
аналогичным формуле 28:
Р — GyP‘np . /оп\
кр cos 0 ’
Gar9 *
orp cos О
(ЗП)
Ввиду малой величины угла 0 в расчетах обычно принимают
Cos 0=1.
Распределение аэродинамической на-груз-
ки вдоль размаха крыла производится на' основании
Рис. 7. Схема воздушных сил, дей-
ствующих иа крыло
cosj
продувок. При отсутствии этих
данных расчет принимается по
приближенному закону распре-
деления подъемной силы (про-
порционально коэффициенту
подъемной силы Су и длине
хорды «в» в каждом сечении
крыла).
Погонная нагрузка qe, то
есть нагрузка, приходящаяся
на единицу длины крыла (рис.
8), будет иметь выражение:
— Чу
.усеч о °сеч>
(31)
где Q/ce4 и всеч — коэффициент подъемной силы и хорда в про-
извольном сечении крыла.
Из уравнения: Y = Gnp = f‘Сукр
» pV2 Gnn 1
найдем Чт- = -,пр- • ,
2 I /’СукрВср ’
где S = вер • I.
В результате получим:
(32)
где 1 = ecp~QK — поправка на неравномерность
ння по длине крыла средней погонной нагрузки
распределе-
, называе-
мой относительной циркуляцией.
Относительная циркуляция зависит от удлинения и сужения
крыла, от угла стреловидности и других факторов.
В инженерных расчетах приближенно полагают, что
тогда формула 32 упрощается и принимает вид:
р
сеч?
О Пр
где $— средняя расчетная нагрузка, приходящаяся на квад-
ратный метр крыла.
Таким образом, при указанном допущении погонная нагрузка
распределяется по длине крыла пропорционально его хордам.
Положение центра давления (Ц.Д.) по хорде крыла в отдель*
,ных сечениях может быть найдено по формуле:
у"__
Л с >
^укр
где Сукр - €%Kp — средние значения коэффициентов подъемной
силы и момента крыла при среднем угле атаки крыла для данного
расчетного случая.
Рис. 8. Распределение воздушной нагрузки ио раз-
маху крыла
Распределение массовых сил конструкции крыла по размаху
принимается обычно таким же, как распределение аэродинамиче-
ских сил:
?кр
^сеч*
Погонная массовая нагрузка приложена по линии центров
жести сечений, которая обычно для современных конструкций
ходится на 40—50% хорды от носка.
Сосредоточенные силы от масс агрегатов приложены
трах тяжести.
та -
на-
их цен-
Крыло рассматривается как балка, опорами
которой являются узлы его крепления к фю-
зеляжу. При расчете крыла на прочность необходимо знать
в любых его сечениях величину поперечной силы Q, точку ее
приложения, а также величину изгибающего момента М.
Эпюры поперечных сил Q и изгибающих моментов Л1 строятся
по суммарной распределенной нагрузке:
*7сум *7возд <7кр •
г
В любом сечении крыла всегда действует поперечная сила,
равная по величине сумме внешних сил отсеченной части крыла
(участка крыла от его конца до рассматриваемого сечения):
Q — И^возд Б?Кр ^Рагр (34)
или
Q = . S0TC - Е Рагр • (35)
Наибольшее значение поперечной силы будет в корневом се-
чении крыла, причем величина примет следующее выражение:
(36)
Кроме поперечных сил, в каждом сечении крыла действует из-
гибающий момент, равный произведению суммы сил отсеченной
части крыла на плечо (рассто-
яние от рассматриваемого се-
чения крыла до точки прило-
жения равнодействующей от-
сеченных сил):
-^ИЗГ
— YiqZ — TiP^Z
агр>
(37)
где Л4ИЗГ — изгибающий мо-
мент;
Z — расстояние от точ-
ки приложения
равнодейств у ку-
щей отсеченной
части крыла до
сечения;
Zarp — расстояние от цен-
тра тяжести аг*
регата до рас-
сматрива е м о г о
сечения.
Вид эпюр поперечной силы
Q и 7Иизг изгибающего момен-
та показан на рис. 9.
Помимо изгибающего момента Мизг , на крыло действует кру-
тящий момент 7Икр. Для определения величины крутящего мо-
мента необходимо просуммировать моменты от всех сил вокруг
оси, проходящей через так называемые центры жесткости сечений.
Вокруг этой оси происходит поворот сечения при кручении крыла.
Линия центров давления
Ось жесткости крыла
Линия центров тяжести
Рис. 10. Эпюра крутящего момента крыла
Практически считается, что центры жесткости находятся между’
лонжеронами ближе к переднему лонжерону:
ЛДр ^^возд*^ 4" ^^агр’^агр >
где. А1кр — крутящий момент;
аагр — расстояние от центра тяжести агрегата до оси жест-
кости;
а —расстояние от центра давления сечения до центра
жесткости.
Эпюра крутящего момента ЛТкр1юказана на рис. 10.
3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕНИЕ
Оперение нагружается аэродинамическими и массовыми сила-
ми. Последними из-за небольшой величины обычно пренебре-
гают.
Аэродинамические нагрузки, действующие на горизонтальное и
вертикальное оперение, делятся на уравновешивающую, маневрен-
ную и нагрузку при полете в неспокойном воздухе.
Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения опре-
деляется пз условия статического равновесия моментов относн-
лельпо поперечной осп самолета, а вертикального —• пз условия
статического равновесия моментов относительно вертикальной
осп.
В первом случае (рис. 11) величина уравновешивающей на-
грузки будет равна:
Mz'
урон- — Lr 0
(39)
где М' z — момент самолета без горизонтального оперения отно-
сительно поперечной оси, проходящей через его центр
тяжести;
— расстояние от центра тяжести до места приложения
Уравновешивающая нагрузка вертикального оперения опреде-
ляется аналогично.
Маневренная нагрузка пропорциональна площади горизонталь-
ного оперения Sr.o., эксплуатационной перегрузке самолета п
получающейся при маневре, и нагрузке на квадратный метр
крыла:
△Y (40)
где — коэффициент, задаваемый нормами прочности.
Суммарная нагрузка горизонтального оперения равна:
г*о. 1 уравн
Нагрузка при полете в неспокойном воздухе возникает от воз-
действия порывов ветра. Для горизонтального оперения она со-
стоит из суммы уравновешивающей нагрузки и дополнительной,
обусловленной вертикальным поддувом. Для вертикального опере-
ния эта нагрузка вызывается воздействием порывов ветра, пер-
пендикулярно к его плоскости.
4. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ
Основными нагрузками, действующими на фюзеляж, явля-
ются:
— силы от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета (кры-
ла, оперения, двигателя);
— силы от масс грузов и агрегатов, расположенных в фюзе-
ляже;
— распределенная нагрузка от масс его собственной кон-
струкции;
— аэродинамические силы разрежения и давления, распреде-
ленные на поверхности фюзеляжа.
Величина и характер той или иной нагрузки зависят от ти-
па самолета и вида полета. В огличие от крыла в нагружении
Рис. 12. Нагружение фюзеляжа
фюзеляжа аэродинамические силы по сравнению с сосредоточен-
ными мало влияют на общую прочность фюзеляжа.
Перечисленные нагрузки подразделяются на симметричные и
несимметричные. Первые нагрузки возникают при криволинейном
полете самолета в вертикальной плоскости, при посадке с одина-
ковым нагружением главных стоек шасси и в других случаях.
Рассмотрим случай криволинейного полета (рис. 12). При этом
на самолет действует подъемная сила крыла Укр п горизонтально-
го оперения У г.о.
Г.о*
уравн.
ДУ.
Рис. 13. Нагружение фюзеляжа при маневре
Подъемная сила самолета У == Укр ± Уг о. создает ускорение
вдоль оси У, а сила ДУ создает дополнительно и угловое уско-
рение относительно поперечной оси Z.
Приближенно полная перегрузка определяется по следующей
формуле:
nl = + -Л, (42)
U “ g
где — угловое ускорение;
— расстояние от данного агрегата до центра тяжести
самолета.
Рис. 14. Несимметричное’ нагружение фюзеляжа
Знак «плюс» или «минус» берется в зависимости от направле-
ния уравновешивающей и маневренной нагрузок.
Дополнительная перегрузка, возникающая в результате угло-
вого ускорения самолета, переменна по его длине, а следователь-
но, и суммарная перегрузка также переменна (рис. 13).
В случае несимметричного нагружения фюзеляжа на самолет
действует сила от вертикального оперения Рво ~ Агравн. + АР
и аэродинамическая сила носовой части фюзеляжа (рис. 14):
пмч.. уравн- LHOe
(43)
Суммарная сила на фюзеляж составит:
уравн
НОС*
(44)
Общая перегрузка от этих сил определяется ио формуле:
ni =
HOC- i .
(45)
5. МАКСИМАЛЬНЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ, ПЕРЕНОСИМЫЕ ЧЕЛОВЕКОМ
* Эксплуатационная перегрузка п3 задается для каждого клас-
са самолетов, исходя из условий его эксплуатации. Для пилотаж-
ных самолетов типа Л-29 (класс А) максимальное значение экс-
плуатационной перегрузки определяется способностью человече-
ского организма переносить перегрузки. Переносимость перегру-
зок зависит от состояния организма, величины и направления пе-
регрузки, времени ее
Рис. 15 Перегрузки, пе-
реносимые человеком в
зависимости от направ-
ления и времени их дей-
ствия
зо
25
20
15
10
б
действия (рис. 15).
п
\ L .....
В / в r
*—UL, 4Ha-r H РУДЬ * MW м
/ Ik Г 0! това- таз
Z / / 7 ZZzy/z/////////////
Таз «Mw ГОЛО па
mi aw i we w> * •W WM
i
tceK
0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 n 2,4 2,6 2,8 3,0 „
Без существенных расстройств человеческий организм может
переносить 8—9-кратные перегрузки в направлении голова—таз,
а в направлении таз—голова — 4-кратные продолжительностью
до 3 сек. При уменьшении времени действия перегрузок их пере-
носимость человеком значительно увеличивается.
Переносимость перегрузок повышается благодаря физическому
закаливанию организма, специальным тренировкам, а в воздухе—
применением специальных противоперегрузочных костюмов.
6. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ КРЫЛА, ФЮЗЕЛЯЖА И ОПЕРЕНИЯ
Конструктивно силовая схема крыла обычно состоит из про-
дольных и поперечных элементов и обшивки.
С точки зрения строительной механики крыло представляет -со-
бой консольную балку, нагруженную распределенными и сосре-
доточенными силами, под действием которых оно может изгибать-
ся и закручиваться. Силовой каркас крыла состоит из продольно-
го набора.— лонжероны, стрингеры; поперечного набора — нер-
вюры (рис. 16).
Лонжероном называется мощная двухпоясная продольная
балка или ферма, воспринимающая полностью или значительную
часть изгибающего момента. При этом пояса работают — один на
растяжение, другой — на сжатие. Стенки лонжеронов восприни-
мают поперечную силу Q и крутящий момент Мкр, работая при
этом' на сдвиг.
Растягивающая - (сжимающая) сила S действует на полку
лонжерона:
М ИРГ-
И ’
(46)
где А1113г —• часть изгибающего момента крыла, приходящаяся
на лонжерон в данном сечении;
Н —• строительная высота лонжерона.
Стрингер — продольный элемент, воспринимает вместе с
поясами лонжеронов и обшивкой изгибающий момент, передает
местную аэродинамическую нагрузку с обшивки на нервюры и
подкрепляет обшивку, увеличивая ее критические напряжения.
• Нервюры —• поперечный набор, — представляющие собой
тонкостенные балки пли фермы, предназначены для создания за-
данного профиля крыла. Нервюры передают местные аэродинами-
ческие нагрузки с обшивки па лонжероны и продольные' стенки,
усиливают стрингеры и обшивку, увеличивая их критические на-
пряжения при сжатии. По назначению и конструктивному выпол-
нению нервюры разделяются на два типа — нормальные и уси-
ленные.
Усиленные нервюры, кроме их основных функций, служат так-
же для восприятия различных сосредоточенных сил от агрегатов
(шасси, топливных баков нт. д.).
f Обшивка служит для придания
крылу обтекаемой аэродинамической
формы, герметизирует конструкцию кры-
ла и передает распределенные нагрузки
на элементы силового каркаса.
Силовые схемы крыльев, в зависимо-
сти от того, в какой степени используется
обшивка и продольный набор при изгибе
и кручении крыла, разделяются на лон-
жеронные, кессонные и моноблочные. К
лонжеронным крыльям относятся такие,
у которых пояса лонжеронов восприни-
мают основную часть изгибающего мо-
мента, а сравнительно тонкая, слабо под-
крепленная обшивка, работает на вос-
приятие крутящего момента.
В зависимости от количества лонже-
ронов различают однолонжеронные,
двухлонжеронные и многолонжеронные
крылья.
Кессонным крылом называется крыло,
Рис. 16. Общий вид,
двухлонжеронного
крыла
обшивка которого со-
вместно с подкрепляющими ее продольными элементами воспри-
нимает все виды нагрузок, действующих на крыло. В кессонном^
крыле может быть несколько лонжеронов с ослабленными по-
ясами.
Моноблочное крыло — это такое крыло, в котором продольные
силы от изгибающего момента воспринимаются обшивкой и стрин-
герами, а поперечная сила и крутящий момент — продольными
стенками.
Выбор той или иной конструктивной схемы крыла определяет-
ся назначением самолета, величиной и характером нагрузок, дей-
ствующих на крыло, и общим уровнем развития техники и произ-
водства.
Силовая схема фюзеляжа представляет собой балку, состоя-
щую из продольного и поперечного наборов и обшивки, или фер-
му. Основными силовыми элементами фюзеляжа балочной конст-
рукции являются: лонжероны, стрингеры, шпангоуты, обшивка. В
балочном фюзеляже изгибающие моменты воспринимаются лонже-
ронами, стрингерами и обшивкой, поперечные силы и крутящий
момент — обшивкой. Следовательно, по силовой схеме фюзеляж
аналогичен крылу.
От изгибающего момента в лонжеронах, стрингерах и обшивке
возникают нормальные (растягивающие или сжимающие) напря-
жения, а от поперечной силы п крутящего момента — касатель-
ные напряжения в обшивке.
Шпангоуты имеют то же назначение в фюзеляже, что и нер-
вюры и крыле. Они также разделяются на нормальные и усилен-
ные. Нормальные шпангоуты обеспечивают требуемую форму по-
перечных сечений фюзеляжа, воспринимают местные аэродинами-
ческие нагрузки, увеличивают критические напряжения в стринге-
рах и обшивке. Усиленные (или силовые) шпангоуты, кроме того,
воспринимают и передают >на обшивку сосредоточенные силы .от
прикрепленных к ним агрегатов.
Фюзеляжи современных самолетов разделяются на три основ-
ных типа:
— балочно-лонжеронный с мощными лонжеронами, сравнитель-
но слабыми стрингерами, шпангоутами и тонкой обшивкой, ра-
. ботающей на сдвиг от поперечных сил и крутящего момента. Для
местного усиления конструкции в местах больших вырезов (гру-
зовые отсеки, бомболюки и т. д.) устанавливаются продольные
бимсы (балки);
—балочно-стрингерный с работающей обшивкой, стрингерами,
равномерно размещенными по периметру сечения фюзеляжа, и
шпангоутами. Этот тип фюзеляжа имеет наибольшее распростра-
нение на современных самолетах. Стрингеры, как правило, оди-
накового профиля, крепятся к обшивке и шпангоутам.
Изгибающий момент в вертикальной плоскости воспринимает-
ся стрингерами и обшивкой, расположенными в верхней и нижней
зоне сечения, вызывая в них растяжение и сжатие. Поперечная
сила и крутящий момент воспринимаются обшивкой, подкреплен-
ной стрингерами и шпангоутами, вызывая в ней касательные на-
пряжения;
— балочно-обшивочный (бесстрингерный) фюзеляж состоит из
толстой обшивки, подкрепленной нормальными и усиленными
шпангоутами. В этом типе фюзеляжей все виды нагрузок вос-
принимает обшивка. Практически бесстрингерная конструкция в
чистом виде встречается редко. Чаще встречаются фюзеляжи сме-
шанной конструкции, представляющие собой сочетание балочно-
стрингерного и балочно-обшивочного (бесстрингерного).
Силовые схемы оперения. Оперение предназначается для обес-
печения продольной и путевой устойчивости, управляемости и ба-
лансировки самолета. Оно состоит из горизонтального (стабили-
затор и руль высоты) и вертикального (киль и руль направления)
оперения. Наибольшее распространение имеет прямое и стрело-
видное оперение трапециевидной формы в плане.
Внешние формы и характер нагружения оперения и крыла не
имеют принципиальных отличий, поэтому и конструкции их весьма
похожи.
Конструкция стабилизаторов и килей состоит из продольного
набора (лонжеронов, стрингеров), поперечного набора (нервюр) и
обшивки.
Стабилизаторы и кили обычно имеют двухлонжеронную или
кессонную конструкцию, что достаточно обеспечивает необходимые
прочность и жесткость.
Изгибающий момент воспринимается поясами лонжеронов ли-
бо стрингерами и обшивкой, поперечная сила — в основном стен-
32
ками лонжеронов, крутящий момент — замкнутым контуром, об-
разованным обшивкой, стенками лонжеронов и продольными стен-
ками.
Ж Рули и элероны по конструкции одинаковы и представляют со-
бой многоопорные консольные балки, нагруженные аэродинамиче-
скими силами. По конструктивной схеме — это однолонжеронные
балки с работающим на кручение носком. Изгибающий момент
‘и поперечная сила в руле воспринимаются лонжероном, а крутящий
момент ~ замкнутым контуром, состоящим из достаточно жест-
кой обшивки носка и стенки лонжерона.
Прочность и жесткость конструкции самолета задается обще-
государственными нормами прочности в соответствии с классом са-
молета. В нормах прочности все самолеты разделены на три клас-
са: класс А—маневренные, класс Б — ограниченно маневренные,
класс В —• неманевренные. Каждому классу задается определен-
ный коэффициент эксплуатационной перегрузки /г* . Нормами про-
чности также регламентируют величину и характер распределения
нагрузок для отдельных частей самолета в различных режимах по-
лета и посадки, величину коэффициента безопасности и др.
При нагружении.самолета эксплуатационной нагрузкой все
силовые элементы конструкции не должны (после снятия на-
грузки) иметь остаточных деформаций. Одновременно с этим кон-
струкция самолета должна обладать достаточной жесткостью с
тем, чтобы при нагружении ее величины прогибов, относительных
удлинений и углов кручения были в пределах, ограниченных нор-
мами прочности.
Увеличение жесткости конструкции уменьшает возможности
наступления автоколебаний типа флаттер.
Прочность и жесткость конструкции проверяются статически-
ми, динамическими, усталостными и летными испытаниями, где
устанавливается соответствие фактической прочности и жесткости
конструкции расчетным данным.
Общие требования, предъявляемые к конструкции самолета
Достижения авиационной пауки и техники, большой опыт про-
ектирования, совершенствование технологии производства и экс-
плуатации самолетов позволяют сформулировать общие требо-
вания, предъявляемые к пх конструкции.
Аэродинамические требования — определяют
получение расчетных летно-технических данных на всех режимах
полета при заданной силовой установке.
Требования прочности — все силовые элементы кон-
струкции самолета, узлы, агрегаты должны выдерживать все ви-
ды нагружений в соответствии с требованиями норм прочно-
сти.
Необходимо стремиться к тому, чтобы все силовые элементы,
агрегаты и узлы отвечали требованиям равнопрочности.
2 Зак. 340
t
Требования жесткости — не допускать чрезмерных
деформаций конструкции в полете (прогибов, углов крутки) и ос-
таточных деформаций. Обеспечение виброустойчивости конст-
рукции.
Требования живучести. Под живучестью конструк-
ции самолета понимается способность продолжать полет при ча-
стичных разрушениях конструкции. Применение конструкции с
работающей обшивкой существенно повышает ее живучесть.
Производственно - технологические требова-
н ия —• конструкция силовых элементов, агрегатов и узлов долж-
на быть рассчитана на возможность применения наиболее про-
грессивных и экономичных технологических процессов при дан-
ном производстве.
Эксплуатационные требования в основном пред-
усматривают следующее:
— простота технического обслуживания и небольшая трудоем-
кость при подготовках самолета к полету;
— удобство эксплуатации в полете;
обеспечение безопасности для технического состава при под-
готовке самолета к полету;
— * удобство доступа к системам и агрегатам самолета при
его техническом обслуживании;
— взаимозаменяемость основных деталей и элементов конст-
рукции.
. ГЛАВА III.
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
К планеру относятся разные по назначению и устройству части
самолета — крыло, фюзеляж и оперение.
Крыло предназначено для создания на всех возможных режи-
мах полета самолета потребной подъемной силы. Кроме того,
крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость
самолета и используется для размещения оборудования, топлива,
крепления ряда агрегатов (шасси, вооружения и др.).
Внешние формы крыла характеризуются профилем, формой в
плане и видом спереди.
Профиль крыла определяется относительной толщиной, положе-
нием максимальной толщины относительно носка профиля и кри-
визной. При полете самолета со скоростью, близкой к скорости
звука, на контуре профиля могут возникнуть местные звуковые
скорости потока, ведущие к образованию скачков уплотнения, и ро-
сту коэффициента сопротивления Сх . В связи с этим для совре-
Именных самолетов применяются тонкие профили (С<10%) с ма-
|лой кривизной (f = 0—0,02) и максимальной толщиной, распо-
ложенной на 4Q—50% хорды.
В Большое распространение на современных скоростных самоле-
тах получило крыло, имеющее в плане стреловидную форму. Ос-
новное преимущество стреловидного крыла заключается в том, что
оно обладает'более высоким критическим числом Мкр по сравне-
нию с прямоугольным крылом.
Благодаря применению стреловидных крыльев современные са-
молеты могут летать на скоростях, близких к звуковым, без воз-
никновения волнового кризиса на крыле. Как уже отмечалось, у
стреловидного крыла
М
крыла —
Мкр-проф-
COSX
(47)
где х — угол стреловидности крыла.
Таким образом, при обтекании стреловидного крыла Мкр бу-
дет больше, чем у нестреловидного. При этом подъемная сила
стреловидного крыла при прочих равных условиях меньше, чем
нестреловидного, меньше также и максимальное значение коэффи-
циента подъемной силы Сумакс и резко уменьшается эффектив-
ность механизации.
При виде спереди большинство крыльев имеет поперечное V,
как положительное, так и отрицательное. Стреловидное крыло,
значительно увеличивающее поперечную устойчивость самолета,
имеет обычно отрицательное V.
Крыло современных самолетов имеет различные средства Ме-
ханизации, при помощи которых осуществляется увеличение мак-
симального значения подъемной силы, а также сокращение раз-
бега и пробега самолета. Конструкция механизации изменяет кри-
визну профиля крыла (щитки, закрылки) и его площадь. Для
улучшения поперечной устойчивости и управляемости применяются
предкрылки, интерцепторы.
Для увеличения эффективности рулей и предотвращения вибра-
ции оперения на скоростных самолетах горизонтальное оперение
выводится из зоны возмущенного потока, сбегающего с крыла. Его
размещают или вверху на вертикальном оперении, или в нижней
части фюзеляжа.
Фюзеляж предназначен для размещения экипажа, специаль-
ного оборудования, силовой установки, вооружения, топлива и гру-
зов, а также для крепления к нему крыла, оперения, шасси и других
агрегатов. Внешние формы фюзеляжа современных самолетов обу-
словлены стремлением уменьшить его аэродинамическое сопроти-
вление. Наилучшей является сигарообразная форма фюзеляжа
круглого сечения. Диаметр фюзеляжа определяется условием
размещения экипажа, силовой установки и грузов. Длина выби-
рается из условий размещения оперения с достаточным плечом
и передней стойки шасси.
1 КОМПОНОВКА, КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА КРЫЛА
Крыло самолета Л-29 однолонжеронное с работающей об-
шивкой, имеет, в плане форму двух трапеций и состоит из трех
частей: центроплана и двух отъемных консолей. Стыковка консо-
ли крыла с центропланом осуществляется узлами подвески на
основном и вспомогательном лонжеронах.
Центроплан (рис. 17) состоит из двух половин, соединенных
общим основным лонжероном. Каркас каждой половины центро-
плана образован основным лонжероном (1), передним (2) и
задними (3) вспомогательными лонжеронами, стрингером (4).во-
сьмью нервюрами и работающей обшивкой.
Основной лонжерон центроплана (1). установ-
лен в месте максимальной толщины профиля крыла, он воспри-
' Рис. 17. Центроплан:
I — основной лонжерон; 2 — передний вспомогательный лоижерои; 3
задний вспомогательный лонжерон; 4. 5 — стрингеры; 6 — соединитель-
ный узел заднего вспомогательного лонжерона; 7 — средняя часть
усиленной нервюры № 6; 8, 9, 10 — средние части нервюр № 5, 7, 8; 11 — подшип-
ник управления посадочными щитками; 12 — кронштейны крепления посадочных
щитков; 13 — хвостовые части нервюр; 14, 15 — направляющие посадочных щитков
на нервюрах 1 н 8; 16 — хвостовая рейка центропланв; 17 —• рама; 18 — узел
подвески переднего вспомогательного лонжерона; 19 — усилительная накладка;
20, 21,, 22 23, 24 — носовые части нервюр; 25 — усиливающий профиль; 26 — ушко
подвески рабочего цилиндра посадочных щитков; 27 — балки узла подвески рабо-
чего цилиндра щитков шасси; 28, 29, 30 — носовая, внешняя и внутренняя части
воздухозаборника; 31 — обтекатель вод ухо за бор ника; 33 — зализ крыла
цимает изгибающий момент и поперечную силу Поперечная сила
врспринимается стенкой лонжерона, а изгибающий момент — его
волками. Основной лонжерон проходит через среднюю часть фюзе-
ляжа и его стёнка приклепывается к 15 и 16 шпангоутам. Полки
лонжерона изготовлены из профилированного дюралюминия,
верхняя и нижняя полки связаны между собой стенкой из дюралю-
миния толщиной 2,5 мм, подкрепленной вертикальными жестко-
стями из прессованных профилей, которые одновременно служат
для крепления нервюр. В стенке основного лонжерона имеются
два окантованных выреза для прохода каналов воздухозаборника.
Входные каналы воздухозаборника крепятся винтами к передней
корневой части центроплана.
На передней стенке основного лонжерона крепятся стальные
узлы навески основных стоек шасси.
На торцах основного лонжерона расположены по два узла
крепления консолей крыла.
Передний вспомогательный лонжерон (2) из-
готовлен из листового дюралюминия толщиной 1,6 мм. При по-
мощи болта он крепится к шпангоуту № 11 фюзеляжа.
Задний вспомогательный лонжерон (3) изгото-
влен из листового дюралюминия толщиной 2 мм. На торцах лон-
жерона расположены дюралюминиевые фрезерованные узлы для
соединения со вспомогательным лонжероном консоли крыла. Кор-
невая часть лонжерона соединяется со шпангоутом № 19 фюзеля-
жа с помощью заклепок.
Задний вспомогательный лонжерон воспринимает часть изгиба?
ющего момента и поперечной силы крыла.
Стрингер (4) расположен межДу основным лонжероном
и задним вспомогательным лонжероном и служит опорой для
обшивки. Кроме того, он выполняет силовую задачу: работает на
растяжение и сжатие, воспринимая часть изгибающего момента
крыла. Стрингер изготовлен из прессованного дюралюминиевого
профиля, приклепанного по всей длине к обшивке.
Нервюры предназначены для образования и сохранения в
полете формы профиля крыла во всех его сечениях. Нервюры из-
готовлены из листового дюралюминия. Носовые их части при-
клепаны к вертикальным жесткостям* основного лонжерона. Сред-
ние части нервюр крепятся при помощи заклепок к основному и
вспомогательному лонжеронам с помощью вертикальных жест-
костей, изготовленных из прессованных профилей.
Усиленные нервюры (8 и 9) крепятся к основному лонжерону,
кроме заклепок, добавочными стальными лапками.
Хвостовики нервюр — штампованные из листового материала,
своими отбортовками крепятся к заднему вспомогательному лонже-
рону. Форма их нижней части соответствует контуру закрылка.
Обшивка предназначена для образования поверхности, не-
обходимой для обтекания крыла воздухом с целью создания
подъемной силы. Являясь составной частью силовой схемы кры-
ла, обшивка воспринимает крутящий момент, а также частично и
изгибающий момент, работая при этом на растяжение —* сжатие.
Изготовлена пз дюралюминия. Толщина верхней и нижней об-
шивки между лонжеронами —* 2 мм, верхней обшивки За задним
вспомогательным лонжероном — 1 мм.
В задней части центроплана установлен внутренний закрылок.
В хвостовиках нервюр № 1 и 8 выфрезерованы направляющие
рельсы. При отклонении закрылок перемещается назад, при этом
ролики, закрепленные на закрылке, двигаются по направляющим
рельсам. Па нервюре № 8 установлен цилиндр управления закрыл-
ками. Внизу центроплана имеются ниши для размещения в убран-
ном положении основных стоек шасси. Внизу правой половины
центроплана установлена антенна радиовысотомера.
Консоли крыла (рис. 18) состоят из каркаса и работающей об-
шивки. Продольный набор каркаса крыла составляют основной
лонжерон, передний и задний вспомогательные лонжероны, стрин-
геры. В поперечный набор каркаса входит 12 нервюр. Стыковка
консолей крыла с центропланом осуществляется с помощью уз-
лов подвески на основном и заднем вспомогательном лонжеро-
нах. Стык консоли крыла с центропланом закрывается щелевой
лентой, устанавливаемой па винтах.
Основной лонжерон консоли (рис. 19) является
основной несущей частью крыла, состоит из полок и приклепанных
К нему стенок, изготовленных из дюралюминиевого листа. К ос-
новному лонжерону крепится стыковой узел, который передает с
консоли на центроплан изгибающий момент и значительную часть
поперечной силы.
Передний вспомогательный лонжерон пред-
ставляет пз себя профиль из листового дюралюминия, расположен
в носовой части крыла.
Задний вспомогательный лонжерон проходит
от нервюры № 9 до нервюры № 14 и несет на себе задний сты-
ковочный узел консоли.
Нервюры изготовлены из листового дюралюминия. Креп-
ление нервюр койсолей крыла к лонжеронам и обшивке анало-
гично креплению нервюр центроплана. Верхние и нижние полки
нервюр в месте соединения,с полкой лонжеронов усилены дюр-
алюминиевым уголком.
Хвостовые части нервюр крыла в зоне посадочного щитка име-
ют форму его профиля.
Нервюры № 15 и 19 усилены уголками под узлы подвески
элерона. Между нервюрами № 9 и 10 установлен бомбодержа-
тель; между нервюрами № 17 и 18 крепится кронштейн крепле-
ния трубки ПВД.
В задней части консоли между нервюрами № 9 и 14 установ-
лен наружный закрылок, а в хвостовиках нервюр № 9 и 14 вы-
фрезерованы направляющие рельсы закрылка.
Между пер-вюрами № 14 и 20 установлен элерон.
13
Рис. 18. Консоль крыла:
1 — передний лонжерон; 2 — основной лонжерон; 3 — зад-
ний вспомогательный лонжерон; 4. 5, 6 — нервюры; 7 —
смотровой лючок; (8 — стрингер: 9 турбулизатор потока:
10 — хвостовые части нервюр; 11, 12 — узлы подвески
элерона; 13 — законцовка крыла; 14 — узел подвески
К нервюре № 20 винтами крепится законцовка крыла, на ко-
торой установлены аэронавигационный огонь АНО и разрядник
статического электричества.
На консолях установлены антенны изделия 020. На левой кон-
соли установлена посадочная фара и антенна радиовысотомера, в
правой консоли — датчик ГИК-1. На носках левой и правой кон-
солей крыла в районе элеронов установлены пластинки — турбу-
лизаторы, вызывающие местный преждевременный срыв потока,
предупреждающий летчиков о приближении к скорости свалива-
ния (по тряске ручкц управления).
Элерон (рис. 20) подвешен к крылу на двух узлах, служит
для поперечного управления самолетом. Каркас элерона состо-
ит из лонжерона, одиннадцати нервюр и задней рейки. Дюралюми-
ниевая обшивка толщиной 1 мм связывает каркас в жесткую кон-
струкцию. К передней кромке элерона приклепан противофлат-
терный груз. На задней кромке левого элерона установлен неуп-
Рис. 19. Основной лонжерон крыла:
I — верхняя полка лонжерона; 2 >— нижняя полка лонжерона; 3-— стыковочные узлы:
4 — стенка; 5 — отверстия для облегчения конструкции; 6 —• болты крепления стыко-
вочного узла к полкам лонжерона
I
j
равляемый компенсатор. Элерон имеет аэродинамическую ком-
пенсацию.
Закрылки (рис. 21). На самолете установлены два внутренних
(на центроплане) и два внешних (на консолях) выдвижных за-
крылка, имеющих три фиксированных положения: убрано, взлет-
ное (выпущены на 15°) и посадочное (выпущены на 30°).
Каждое положение закрылков имеет световую и механическую
сигнализацию: убрано — горит красная лампочка, механический
указатель убран; взлетное —• горит оранжевая лампочка, механи-
ческий указатель в первом промежуточном положении; посадоч-
40
Рис. 21. Закрылок:
1 — ролики; 2 — усиливающие пластины;
3 — штырь; 4 — лонжерон; 5 — Нервюры;
6 хвостовая планка; 7 обшивка
Рис.. 20. Элерон:
I — лонжерон; 2 — узлы подвески; 3 — нер-
вюры; 4 — задняя рейка
ное — горит зеленая лампочка, механический указатель во втором,
полностью выпущенном положении.
’Система уборки закрылков имеет приспособление для автома-
тической их уборки при скорости 290 ± 10 км/час по прибору.
Закрылки выполняют две задачи: при выпуске на 15° уменьша-
ют длину разбега самолета при взлете, при выпуске на 30э умень-
шают длину пробега и посадочной дистанции.
По конструкции все закрылки аналогичны. Каркас закрылка со-
стоит'из лонжерона, нервюр и задней рейки. На торцах каждого
закрылка закреплены 4 пластины. На передних пластинах уста-
новлены ролики для перемещения закрылков ’ в направляющих
рельсах и штыри для крепления тяг управления закрылками. На
задних пластинах установлены штыри, которые при убранных за-
крылках входят в специальные гнезда, выфрезерованные в хвосто-
виках нервюр крыла, в результате чего уменьшается вибрация
закрылков.
3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
Хвостовое оперение имеет Т-образную форму. Состоит из киля,
руля направления, стабилизатора и руля высоты с триммером.
Горизонтальное оперение расположено над вертикальным.
Киль .(рис. 22) служит для обеспечения путевой устойчивости
самолета.’ Имеет виД трапеции стреловидной формы. Каркас
состоит из трех лонжеронов, стрингеров и нервюр. Киль с по-
мощью заклепок жестко соединен с хвостовой частью фюзеляжа и
образует с ним одно целое. Задний лонжерон расположен под
углом 60° к горизонтальной плоскости. Материал каркаса и об-
шивки — дюралюминий.
В верхней части переднего лонжерона расположен узел креп-
ления электромеханизма управления стабилизатором.
На верхнем торце среднего лонжерона установлены два крон-
штейна крепления стабилизатора, относительно которых он име-
ет возможность поворачиваться. Толщина обшивки киля — 1,2—
1,6 мм.
Руль поворота (рис. 23) обеспечивает самолету путевую управ-
ляемость. Имеет трапецевидную форму. Каркас состоит из лон-
жерона, нервюр и задней рейки. Крепится к килю на двух уз-
лах подвески. Материал каркаса и обшивки руля — дюралюми-
ний. Толщина обшивки — 0,8 мм. На задней кромке руля уста-
новлен неуправляемый компенсатор. В носовой части к носкам
нервюр по всей длине крепится балансировочный груз (весовая
компенсация). Руль имеет осевую аэродинамическую компенса-
цию.
Стабилизатор (рис. 24) служит для обеспечения продольной
устойчивости и балансировки самолета. Состоит из двух одинако-
вых по конструкции половин трапецевидной формы. Каркас каж-
дой половины стабилизатора состоит из трех лонжеронов и нер-*
32 31 30 33 28 14
Рис. 22. Киль:’
1» 2 — передний лонжерон; 3 — рама жесткости; 4 — стенка среднего лонжерона; 5 —
, полка среднего лонжерона; 6, 7 — стенки заднего лонжерона; 8 — полка заднего лон-
жерона; 9 — накладка полки заднего лонжерона; 10 — нос нервюры; 11 —< обшивка
носовой части нервюры; 12 — стрингер носовой части; 13 — средняя часть нервюры:
14 — средняя часть нервюры 1; 15, 16, 17, 18 — усиленная нервюра 6; 19 — основной
узел подвески; 20 — винты крепления; 21 — узел подвески; 22 — верхний узел под-
вески руля направления; 23 — нервюра 7; 24 -4 нижний узел подвески руля направ-
ления; 25 — кронштейн управления (нижний); 26 — кронштейн управления (верхний);
27, 28 — обшивка; 29 — стрингер; 30 — рама жесткости; 31 — монтажный лючек; 32 —
соединительный лист переднего лонжерона; 33 — соединительный лист среднего лон-
жерона; 34 — передний узел подвески; 35 — соединительный болт; 36 —i передняя
часть зализа; 37 — рама; 38 — средняя часть зализа; 39 — задняя часть зализа
вюр. Средний лонжерон неразрезной и проходит через обе полови-
ны стабилизатора. Он изготовлен из дюралюминиевого листа тол-
щиной 2 мм. На среднем лонжероне установлены два узла креп-
ления’стабилизатора к килю. Передний и задний лонжероны изго-
товлены из дюралюминиевого листа толщиной 0,8 мм.
В передней части двух корневых нервюр установлены ушки
для крепления электромеханизма перестановки стабилизатора, а
в задней их части — средний узел подвески руля высоты. Обшив-
ка стабилизатора выполнена из дюралюминиевого листа.
J
Рис. 23. Руль поворота:
Т —< лонжерон; 2 — носки нервюр;
3 *— концевая нервюра 56; 4 — верхний
узел подвески; 5 — нижннй узел подвес*
ки; 6 — балансировочный груз; 7 — об-
шивка носовой части: 8 — концевая
нервюра 16; 9 — груз балансировочный;
10 — соединительный уголок; И — хвос-
товая часть нервюры; 12 — хвостовая
часть нервюры концевой 1а; 13. Концевая
рейка; 14 — обшивка руля направления
(электрон); 15 — стрингер; 16 —• неуправ*
ляемый компенсатор
Рис. 24. Стабилизатор:
I
1, 2. 3 — средний, передний и задний’лонжероны; 4, 5 — нервюры; 6 — передний
узел подвески; 7—задний узел подвески; 8 — узлы подвески руля высоты-. 9 —
закоицовка; 10 — обшивка; 11 — носовая часть нервюры; 12 — концевая нервюра;
13 — соединительная лента
Рис, 25. Руль высоты:
1 — триммер; 2 « вспомогательный лонжерон; 3 — узлы подвески; 4 — балан-
сиры: 5 — ушки подвески; 6 — балансирное плечо; 7 — иоскн нервюр; 8 — сред-
нее ушко подвески; 9 « узел подвески; 10 — основной лонжерон; И — нервюры;
12 — обшивка
Руль высоты (рис. 25) обеспечивает самолету продольную уп-
равляемость. Руль имеет цельнометаллическую конструкцию. Кар-
кас руля высоты состоит из основного и вспомогательного лонже-
ронов и нервюр. Материал каркаса — дюралюминий. Обшивка
выполнена из дюралюминиевого листа. На концевых нервюрах ру-
ля высоты установлены два противофлаттерных груза. Руль име-
ет осевую аэродинамическую компенсацию. На руле установлен
триммер, управляемый механическим путем посредством тяг. Руль
крепится к стабилизатору с помощью трех узлов подвески. Трим-
мер состоит из двух половин, изготовленных из 2 частей обшивоч-
ного листа, склепанных на трубчатом лонжероне. Трубчатые лон-
жероны обеих половин триммера соединены втулкой, ца которой
установлены рычаг управления и противофлаттерный груз. В тор-
цы трубчатого лонжерона впрессованы втулки для болтов узлов
навески.
32
НЕИСПРАВНОСТИ ПЛАНЕРА, ВОЗНИКАЮЩИЕ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ НА ЗЕМЛЕ
И В ВОЗДУХЕ. СПОСОБЫ ИХ ОБНАРУЖЕНИЯ И УСТРАНЕНИЯ
В результате нарушений правил эксплуатации самолета на
земле и в воздухе: превышения допустимых норм перегрузок в
полете, грубых посадок, небрежного технического обслуживания
на земле, а также из-за постепенной потери прочности от много-
кратных знакопеременных нагружений могут возникнуть неисправ-
ности отдельных элементов планера.
Характерными неисправностями являются: деформация и раз-
рушение обшивки и силового каркаса, ослабление и срез закле-
пок, износ и увеличение зазоров в шарнирных соединениях, ослаб-
ление и разрушение болтовых соединений, разрушение лакокра-
сочного покрытия, коррозия деталей.
Устранение деформаций обшивки, трещин и других поврежде-
ний осуществляется наложением заплат, заменой отдельных ли-
стов и элементов с обязательным соблюдением принципа равно-
прочности.
Внешним признаком ослабления заклепок является отставание
лакокрасочного покрытия вокруг их головок. При значительном
ослаблении заклепок под их головками образуется зазор.
При наличии ослабленных заклепок допуск самолета к даль-
нейшей эксплуатации решается в зависимости от того, в каком ме-
сте обнаружено их ослабление, какое количество выявлено их в
Рис. 26. Монтажные и смотровые люки самолета:
I съемная крышка для подхода к аккумулятору, кислородным баллонам; 2 — щитки
носовой стойки шасси; 3 — люк для подхода к качалкам управления, к разъемам сис-
тем; 4 — люк для заправки сжатым воздухом и проверки давления; 5 — люк для заправ-
ки топливом; 6 — крышка для подхода к качалкам управления и соединительному шту-
церу топливных баков; 7'— лючок слива топлива; 8 — лючок для подхода к со-
единительным болтам; 9 — лючок контроля двигателя и его агрегатов; 10 — люк для под-
хода к пусковой панели, топливным фильтрам, внешнему подсоединению н сливу гидро-
смеси; 11 — лючок аэродромного питания и заправки маслом; 12 — лючок контроля
Двигателя и его агрегатов; 13 — лючок для контроля камер сгорания; 14 — лючок для
контроля н замены датчиков термопар; 15 — люк для подхода к нижнему узлу подвески
реактивной трубы двигателя; 16 — люк для подхода к нижнему узлу подвески руля на-
правления; 17 — отъемная крышка (одновременно направленная антенна) для подхода к
качалкам управления, топливным клапанам, замкам подвески топливных баков; 18 — отъ-
емная крышка для подхода к разъемам систем, качалкам управления, тягам триммера;
19 — люк для подхода к качалкам управления, заправки гидросмесью; 20 — отъемные крыш-
ки для подхода к качалкам управления самолетом и управления триммером; 21 — отъем-
ная законцовка; 22 — лючки для подхода к качалкам управления; 23 — лючки для
подхода к бомбодержателям; 24 — отъемные крышки для подхода к силовым цилиндрам
управления и концевым выключателям посадочных щитков; 25 — люки для подхода к
качалкам управления; 26 — щитки основного шасси; 27 — люк для устранения девиации
компаса и подхода к системам трубки ПВД; 28 — лючок для подхода к бомбодержателям;
29 — люк для заправки кислородом и сжатым воздухом; 30 — люк для подхода к системе
трубки ПВД; 31 — зализы хвостового оперения; 32 — отъемная крышка с антенной 020; 33 —<
антенны 020; 34 люк для подхода к носовой стойке шасси
заклепочном шве. Если количество ослабленных заклепок в шве
не превышает 5—7%, то самолет может быть допущен к эксплуа-
тации. При значительном количестве ослабленных заклепок они
подлежат замене на заклепки большего диаметра.
Износ и увеличение зазоров в шарнирных соединениях, ослаб-
ление и разрушение болтовых соединений являются следствием
превышения -'допустимых перегрузок в полете, длительной экс-
плуатации, некачественного выполнения регламентных и профи-
лактических работ на самолете, несвоевременной замены смазки.
В процессе эксплуатации износу подвергаются узлы и болты кре-
пления отъемных частей крыла к центроплану, стабилизатора, ки-
ля, рулей и элеронов.
С целью своевременного выявления и устранения перечислен-
ных дефектов при выполнении 100 и 200-часовых регламентных
работ по самолету производится тщательный осмотр болтовых со-
единений и узлов крепления, а во время производства 400-часо-
вых регламентных работ — осмотр осуществляется после съемки
отъемных частей крыла, стабилизатора, рулей и элеронов. Осмотр
выполняется визуально с помощью лупы или с применением раз-
личных дефектоскопов: магнитного, токовихревого и т. д.
Увеличение зазора или люфта выше нормы нарушает работу
сочленения, приводит к быстрому износу деталей, появлению на-
клепа, образованию микротрещин и т. д. Детали сочленений, име-
ющие дефекты, подлежат ремонту или замене.
Разрушение лакокрасочного покрытия может возникнуть из-за
естественного его старения, а также из-за нарушений технологии
покраски при ремонте или небрежностей, допускаемых личным со-
ставом при техническом обслуживании самолета. С целью сохра-.
нения лакокрасочного покрытия самолета необходимо строго вы-
полнять требования «Единого регламента технической эксплуата-
ции» и инструкции по эксплуатации.
Появление коррозии деталей может быть следствием разруше-
ния лакокрасочного покрытия, некачественной смазки узлов. При-
знаком коррозии является появление на поверхности стальных де-
талей коричнево-красного налета, деталей пз сплавов алюминия и
магния — серовато-белого палета в виде сыпи. При коррозии де-
талей, имеющих защитное лакокрасочное .покрытие, происходит
вспучивание покрытия в виде мелких пузырьков. Детали, поражен-
ные коррозией, подлежат замене или обработке в соответствии с
технологией, показанной в инструкции по эксплуатации.
При эксплуатации самолета его планер, так же как и другие
элементы конструкции, подлежит периодическим осмотрам, кото-
рые выполняются при различных видах подготовки самолета к
полетам (предварительной, предполетной, подготовке к повторно-
му полету) и при выполнении регламентных работ.
Объем осмотров, а также последовательность и технология их
выполнения изложены в «Едином регламенте технической эксплу-
атации самолета Л-29».
ГЛАВА IV.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ШАССИ САМОЛЕТА
' Шасси предназначено для обеспечения взлета, посадки и пе-
редвижения самолета по земле. В целях снижения лобового сопро-
тивления в полете шасси убирается.
При взлете, во время посадки и при рулении самолета по зем-
ле шасси воспринимает ударные нагрузки, действующие на само-
лет. Для смягчения, а также частичного поглощения этих нагру-
зок шасси снабжено амортизационным устройством, в которое вхо-
дят пневматики колес и амортизаторы.
К шасси предъявляются следующие основные требования:
— • оно должно обеспечивать самолету свободное передвижение
по аэродрому, достаточно хорошую поперечную и путевую устой-
чивость при разбеге, пробеге и рулении;
— - должно быть достаточно прочным, чтобы воспринимать все
нагрузки, возникающие при разбеге, пробеге и посадке само-
лета;
. — амортизация шасси должна обеспечивать плавное погло-
щение и частичное рассеивание (в виде тепла) энергии ударов
самолета о землю при посадке и рулении;
— не создавать сопротивления в полете;
— должно быть простым по конструкции и удобным в эксплу-
атации.
На современных реактивных самолетах, в том числе н на самоле-
те Л-29, применяется схема шасси с передним колесом. В этойсхеме
главные колеса размещены симметрично относительно продольной
оси самолета, позади центра тяжести, а носовое колесо расположе-
но впереди. Эта схема обладает рядохм преимуществ по сравнению
с другими. Дает возможность производить посадку с большей поса-
дочной скоростью без опасности взмывания самолета; обеспечива-
ет хорошую устойчивость при движении самолета по земле и более
легкую посадку при боковом ветре, исключает возникновение не-
управляемых разворотов при разбеге и пробеге; позволяет энер-
гичное торможение колес при отсутствии опасности капотирования
. самолета, что приводит к уменьшению длины пробега; обеспечи-
вает хороший обзор из кабины летчика и меньшее отрицательное
воздействие струи отработавших газов, выходящих из сопла дви-
гателя на поверхность аэродрома.
Вместе с тем шасси с передним колесом имеет недостатки, к
которым относятся: значительная нагрузка на переднее колесо при
посадке с использованием тормозов, в результате чего усложняет-
ся конструкция передней стойки и возрастает ее вес; ухудшается
устойчивость самолета при движении по мягкому и скользкому по-
крову аэродрома, так как главные колеса не создают достаточного
стабилизирующего момента; увеличивается опасность возникнове-
ния при определенной скорости движения самовозбуждающихся
колебаний свободно ориентирующегося переднего колеса (колеба-
ния типа «шимми»).
Колебания типа «шимми» представляют из себя периодиче-
ски повторяющиеся повороты переднего колеса относительно оси
стойки, при которых амплитуды колебаний могут достигать боль-
ших значений, что в ряде случаев приводит к сильному раскачи-
ванию и даже разрушению носовой части фюзеляжа. Для предот-
вращения этих колебаний на самолете Л-29, так же как и на дру-
гих современных самолетах с аналогичной схемой расположения
шасси, применяется специальный гаситель колебаний.
Из силовых схем шасси с носовым колесом наибольшее рас-
пространение в настоящее время получила схема шасси с рычаж-
ной подвеской колеса; здесь ось колеса крепится к специальному
рычагу, связанному через шарнир со стойкой. Шасси с рычажной
подвеской колеса по сравнению со схемой шасси с непосредствен-
ным креплением колеса ж штоку амортизационной стойки имеет
ряд преимуществ, к которым относятся: хорошая амортизация пе-
реднего удара, так как амортизатор при этом воспринимает не
только вертикальные, но и горизонтальные нагрузки, приложен-
ные к колесу; разгрузка амортизатора от изгиба улучшает усло-
вия работы уплотнения, уменьшает его износ. Это позволяет по-
высить начальное давление газа в амортизаторах до 80—100
кг/см2 и тем самым уменьшить поперечное сечение амортизатора
и, следовательно, его вес. Амортизатор вследствие меньшего по-
требного хода размещается обычно внутри стойки.
Амортизация шасси необходима для смягчения и частичного по-
глощения и рассеивания энергии ударов самолета о землю при
посадке и при передвижении по неровному аэродрому.
Амортизатор рассчитывается на поглощение энергии удара
самолета о землю при посадке с наибольшей возможной в эксплу-
атации вертикальной скоростью, снижения Vу\
А = , (48)
где — — масса самолета;
Vy — вертикальная скорость снижения в момент приземле-
ния; у современных самолетов достигает величины
4—5 м!сек.
Благодаря упругой деформации амортизаторов и пневмати-
ков колес вертикальная скорость в момент приземления га-
сится не мгновенно, а постепенно на некотором отрезке пути, в ре-
зультате чего на конструкцию самолета большие ударные нагруз-
ки не передаются. Однако воспринятая амортизатором энергия
50
удара возвращается самолету, вследствие чего возникают его
вертикальные колебания. Для быстрого гашения этих колебаний
энергия их должна рассеиваться. Таким образом амортизация са-
молета должна обладать свойством рассеивания энергии.
В настоящее время на самолетах применяются жидкостно-воз-
душные или жидкостно-азотные амортизаторы, в которых нахо-
дится строго определенное количество жидкости (масла АМГ-10
или спирто-глицериновой смеси) и газа (сжатого воздуха или азо-
та) под определенным начальным давлением.
Сжатый воздух или азот является упругим элементом амортиза-
тора, возвращающим последний в исходное положение после пре-
кращения действия ударной нагрузки. Жидкость служит демпфе-
ром и теплопоглотителем.
При прямом и обратном ходе штока амортизатора жидкость
протекает через отверстия малого диаметра с большой скоро-
стью, при этом она нагревается, отдает тепло стенкам цилиндра,
которые рассеивают его в окружающую атмосферу. Не поглощен-
ная амортизатором часть энергии удара обеспечивает быстрое
возвращение амортизатора в исходное положение, при этом
стойка снова способна воспринимать повторные ударные
нагрузки.
Авиационные колеса и пневматики служат для передвижения
самолета по земле и смягчения ударных нагрузок. Колеса глав-
ных стоек шасси на современных самолетах оборудуются тормо-
зами. Тормоза уменьшают пробег самолета на 50—60% и повыша-
ют его маневренность на рулении.
По устройству тормоза самолетных колес делятся на колодоч-
ные, камерные и дисковые. В настоящее время наибольшее рас-
пространение получили камерные тормоза. В них торможение
обеспечивается за счет подачи в эластичные резиновые камеры
сжатого воздуха. При этом камеры расширяются, а колодки при-
жимаются к тормозной рубашке колеса и происходит торможе-
ние.
Пневматики колес состоят из резиновых камер и покрышек. В
зависимости от начального внутреннего давления воздуха, пнев-
матики, устанавливаемые на современных самолетах, делятся на
три типа: высокого давления (Ро =6—40 кг/см2); среднего дав-
ления (Ро = 3—5 кг/см2): низкого давления (Ро = 2—3 кг/см2).
Самолетное шасси, как правило, выполняется убирающимся в
крыло или в фюзеляж. Механизмы уборки и выпуска шасси при-
водятся в действие за счет использования энергии гидравлической,
воздушной или электрической систем.
Кроме основной (главной) системы уборки и выпуска шасси,
на самолете имеется система аварийного выпуска шасси,
которая обеспечивает его выпуск в случае отказа основной 1
системы.
1 ХАРАКТЕРИСТИКА ШАССИ САМОЛЕТА, ОСНОВНЫЕ ДАННЫЁ
На самолете Л-29 установлено трехколесное шасси с носовым
колесом, убирающееся в полете. Уборка и выпуск шасси осуще-
ствляется с помощью силовых цилиндров от основной гидравли-
ческой системы, аварийный выпуск—от аварийной гидравлической
системы.
Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется ди-
станционно, с помощью кнопок, расположенных на левой неот-
кидной части приборных досок передней и задней кабин. В уб-
ранном положении основные стойки шасси запираются специаль-
ными механическими замками, носовая — шариковым замком
гидравлического силового цилиндра; в выпущенном — основные
стойки шасси фиксируются шариковыми замками гидравлических
цилиндров уборки и выпуска шасси, стрелкой прогиба склады-
вающихся подкосов и гидравлическими замками. Передняя стой-
ка в выпущенном положении фиксируется механическим
замком.
Основные стойки шасси устанавливаются в крыле и убираются
по направлению к фюзеляжу в ниши, расположенные в центро-
плане.
Передняя стойка установлена в носовой части фюзеляжа. Убор-
ка передней стойки производится вперед по полету в нишу, рас-
положенную между шпангоутами № 1 и 3.
Вырезы в центроплане крыла и в носовой части фюзеляжа при
убранном шасси закрываются щитками.
Шасси самолета Л-29 выполнено по схеме рычажной подвески
колес.
Амортизаторы как передней, так и основных стоек шасси —
жидкостно-газового типа — заряжаются маслом АМГ-10 и азо-
том.
По своей силовой схеме шасси самолета Л-29 являются одно-
стоечными, балочными, с подкосом.
Силы и моменты, действующие на основные колеса при посадке
самолета и движении его по земле, передаются через полувилку
на амортизационную стойку, воспринимаются узлами крепления
стоек и через них — основными силовыми элементами центро-
плана. Частично эти силы-воспринимаются складывающимся под-
косом.
Силы и моменты, действующие на переднее колесо при посад-
ке самолета и движении его по земле, воспринимаются изгибом са-
мой стойки и передаются на узлы подвески стойки и далее на
шпангоут № 3 фюзеляжа.
Основные данные шасси представлены в таблице 7.
Рис. 27. Передняя стойка шасси:
1 — амортизационная стойка; 2 — рабочий цилиндр: 3 — замок убранного положения;
4 — гаситель колебаний; 5 — колесо шасси; 6 — задняя створка; 7 — тяга; 8— пе-
редняя створка; 9 — тяга; 10 — рычаг; Ц—тяга; 12 — качалка; 13, 14 — тяга;
15 — механический указатель положения
Таблица 7
Наименование
Передняя
стойка
Основные
стойки
Колея, мм
База шасси, мм
Размер колес, мм
3890
400X150
3490
600X180
Наименование
Передняя
стойка
Основные
стойки
Давление в пиевматиках колес, кг/см2
Тормоза колес
Обжатие пневматиков, мм
Зарядное давление в амортизаторах, кг/см2
Количество масла АМГ-10 в амортизаторах, см3
2,2+0,5
Нет
25—30
18± 1
420
5,54-0,5
Дисковые
40—45
34±1
1120
Рис. 28. Основное шасси:
J — стойка основного шасси; 2 — ломающийся подкос; 3 — рабочий цилиндр;
4 — замок основного шасси; 5 — разгрузочный цилиндр; 6 — верхний щиток;
7 •— тяга; 8 — нижинй щиток; 9 — внутренний щиток; 10 — рабочий ци-
линдр; 11 — замок внутреннего щитка; 12 — тяга; 13 — тяга; 14 — качалки;
15 — болт; 16 — механический указатель шасси
Кинематические схемы носовой и основных стоек шасси пока-
заны на рис. 27 и 28.
3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ ШАССИ
Передняя стойка шасси воспринимает часть нагрузки, прихо-
дящейся, на шасси при посадке, а также обеспечивает самолету
совместно с основными стойками возможность передвижения по
земле и свободу маневрирования при рулении. Передняя стойка
включает:
— переднюю амортизационную стойку;
— • нетормозное колесо;
— гаситель колебаний;
— механический замок выпущенного положения передней
стойки;
— гидравлический цилиндр уборки и выпуска передней стойки;
— щитки.
Передняя амортизационная стойка (рис. 29) яв-
ляется основной силовой частью, воспринимающей и передающей
усилия и моменты на каркас носовой части фюзеляжа. Одновре-
менно она является цилиндром амортизатора передней стойки и
состоит из следующих частей:
— стакана стойки;
— > амортизатора, детали которого размещены внутри стакана
стойки;
— кулачкового механизма;
— нижнего узла;
— вилки колеса.
Стакан стойки является основным силовым элементом
стойки. На наружной поверхности стакана приварены: узел креп-
ления стойки; узел крепления штока рабочего гидравлического
цилиндра; кронштейн крепления гасителя колебаний; кронштейн
крепления серьги, входящей в замок выпущенного положения
стойки; штуцер зарядного клапана; кронштейны для крепления
тяг управления щитками.
В нижней части стакана имеются два шлифованных пояса для
посадки нижнего узла. Внутренняя полость стакана служит ци-
линдром для амортизатора.
Амортизатор служит для восприятия и рассеивания энер-
гии удара самолета при посадке и рулении. Состоит из следующих
частей: пустотелого штока 1, на верхний конец которого навернут
бронзовый поршень с отверстиями для прохода жидкости; кла-
пана обратного торможения 6, плунжера 3, который закреплен
в верхней части стакана и входит во внутреннюю полость пусто-
телого штока. На плунжере установлено чугунное уплотнительное
кольцо. В нижнем торце плунжера имеется шайба с отверстием;
профилированной иглы, закрепленной в штоке и проходящей через
Рис. 29. Передняя амортизационная стойка
Г — шток; 2 — резиновые кольца;. 3 — плунжер; 4 — нгла; 5 — пробка штыря; 6 — клапан обратного торможения;
7 :— кулачок; 8 — вкладыш; 9 — гаситель колебаний; 10 —уплотнения цилиндра: а) пространство над поршнем; в) про*
странство внутри штока; пространство между цнлнндром и штоком
отверстие в шайбе плунжера 4; уплотнительного пакета, состоя-
щего из набора резиновых манжет и дюралюминиевых распор-
ных колец 10.
Опорами штока являются поршень и пластмассовая втулка,
установленная в стакане стойки под уплотнительным пакетом.
Нижним концом шток амортизатора шарнирно соединяется с вил-
кой колеса.
Амортизатор заряжается жидкостью в количестве1 420 см3 и
сжатым воздухом под давлением 18± 1 кг/см2.
При ударе самолета о землю на посадке или рулении шток
амортизатора входит в цилиндр (прямой ход амортизатора). При
этом кинетическая энергия удара превращается в потенциальную
энергию сжатого воздуха и рассеивается в1 виде тепла при пре-
одолении гидравлических сопротивлений жидкости, проталкивае-
мой через отверстия в поршне и кольцевую щель между про-
филированной иглой и отверстием в шайбе плунжера.
Верхний конец профилированной иглы имеет срез и в начале
хода штока кольцевая щель достаточно большая. Это сделано для
того, чтобы исключить гидроудар при резком обжатии амортиза-
тора во время грубой посадки, так как жидкость свободно -про-
ходит через кольцевую щель, а сжимается только воздух.
По мере увеличения хода штока кольцевая щель уменьшается,
благодаря чему гидравлическое сопротивление. проталкиваемой
жидкости постепенно возрастает.
После прекращения действия ударной нагрузки поршень со
• штоком под действием сжатого воздуха пойдет вниз (совершается
обратный ход). Торможение обратного хода штока происходит
за счет гидравлических сопротивлений перетеканию жидкости че-
рез отверстия в поршне, через щель между профилированной иг-
лой и отверстием в шайбе плунжера и через уменьшенное про-
ходное сечение обратного клапана торможения.
Кулачковый механизм, предназначенный для разво-
рота колеса в линию полета при уборке шасси, составляют две
кулачковые муфты — верхняя, закрепленная на штоке амортиза-
тора, и нижняя, закрепленная во внутренней полости стакана
стойки.
При отрыве переднего колеса от земли под действием сжатого
воздуха шток амортизатора выдвигается нз цилиндра. При этом
верхняя кулачковая муфта надвигается на нижнюю, их профили
совмещаются и колесо становится по полету.
Нижний узел служит для крепления вилки колеса и обеспечи-
‘ вает ей поворот относительно оси стойки. Представляет собой
патрубок с приваренными к нему двумя втулками — верхней и
нижней. Верхняя втулка свободно насажена на нижнюю часть
стакана стойки и удерживается на ней фланцевой гайкой. В
верхнюю втулку запрессованы два бронзовых скользящих под-
шипника.
На верхней втулке имеются
приливы, которые упираясь в
ограничители на стакане стой-
ки ограничивают поворот ниж-
него узла, вилки и колеса
вправо и влево до 50°.
Вилка колеса выпол*
йена из двух штампованных
профилей, сваренных совмест-
но с узлом ее навески. В ниж-
ней части профилей имеются
две втулки для оси колеса; К
вилке колеса приварен крон-
штейн, к которому шарнирно
крепится шток амортизатора
Колесо передней стойки
шасси (рис. 30), петормозное,
состоит из диска колеса (5),
на который надевается съем-
ная реборда (4), удерживае-
мая па диске стопорным коль-
цом (8). С обеих сторон в диск
колеса запрессованы кониче-
ские роликовые подшипники
(6). Для предохранения под-
шипников от загрязнения и
сохранения смазки с внешней
стороны поставлены сальники.
Посредством стальной оси (9)
колесо устанавливается на
вилке.
Гаситель колебаний
Рис. 30. Носовое колесо: служит для гашения незату-
I — покрышка: 2 — камера пневматики; 3- ХНЮЩИХ 6ОКОВЫХ КОЛебаННЙ КО-
вентиль; 4 — съемная реборда; 5 — диск
колеса правый; 6 — подшипник: 7 — рас- леса, ВОЗПИКаЮЩИХ ГфИ ДВИЖб*
пТьЯкол^ ~ иии самолета по земле. Гаси-
тель колебаний поршневого
типа (рис. 31) состоит из корпуса, чугунного поршня с обратными
клапанами и калиброванным отверстием диаметром 0,8 мм и по-
водка поршня. В него заливается 60 см3 жидкости АМГ-10. Гаси-
тель колебаний установлен на стакане стойки, а его поршень своим
поводком соединен с нижним узлом стойки.
При повороте вправо или влево нижнего узла совместно с вил-
кой и колесом поводок приводит в движение поршень, который пе-
ремещает жидкость АМГ-10 из одной камеры в другую через ка-
либрованное отверстие. Гидравлическое сопротивление жидкости
тормозит перемещение поршня.
Момент сопротивления развороту колеса, создаваемый демп-
I
Рис. 31. Гаситель колебаний:
1 — корпус; 2 — поршень; 3 — обратные клапаны; 4 — поводок
фером, зависит от угловой скорости разворота колеса. Наличие
демпфера не затрудняет рулежку, так как при этом угловые ско-
рости разворота колеса малы, и гидравлические сопротивления пе-
ретекания жидкости в демпфере также малы.
При увеличении частоты колебаний колеса гидравлические со-
противления перетеканию жидкости в демпфере возрастают и за
их счет осуществляется гашение колебаний.
Гидравлический цилиндр уборки и выпуска
передней стойки состоит из гильзы, штока с поршнем
шарикового замка, фиксирующего переднюю стойку в убранном
положении.
Шариковый замок состоит из шариков, размещенных в ради-
альных отверстиях поршня, кольцевой проточки внутри гильзы
и свободно плавающего плунжера с пружиной.
При уборке передней стойки * в конце хода поршень через
шарики давит на конусный выступ плунжера н перемещает его
вверх, сжимая пружину. При совмещении шариков с кольцевой
проточкой в гильзе шарики заскакивают в нее, плунжер под дей-
ствием пружины перемещается в обратном направлении и запира-
ет шарики в кольцевой проточке. Шариковый замок закрывается
и фиксирует шток, а значит, и переднюю стойку в убранном по-
ложении.
Открытие шарикового замка производится при выпуске перед-
ней стойки давлением жидкости на плунжер, который, переме-
щается вверх и освобождает шарики.
Рабочий цилиндр установлен на шпангоуте № 3 носовой части
фюзеляжа, а шток его подсоединяется к стакану стойки.
Механический замок выпущенного положе-
ния передней стойки предназначен для удержания стой-
ки в выпущенном положении. Установлен на шпангоуте № 3 но-
совой части фюзеляжа. .Механизм замка собран в стальной обой-
ме. Между щеками обоймы на оси вращается крюк, который под
действием пружины стремится повернуться , в открытое поло-
жение.
Над крюком на оси установлен запирающий рычаг, на который
с одной стороны действует пружинный цилиндр, с другой — шток
гидравлического цилиндра открытия замка.
При убранной передней стойке замок открыт и крюк своей
пружиной развернут вправо до упора. Запирающий рычаг при
этом под действием пружинного цилиндра развернут влево.
При выпуске передней стойки серьга, установленная на ста-
кане стойки, надавливая на крюк, разворачивает его влево. При
этом крюк скользит по запирающему рычагу и приподнимает его.
Когда крюк развернется влево до упора, его скос заходит под
запирающий рычаг, который под действием пружинного цилиндра
поворачивается влево и запирает крюк. Замок закрыт. В этом
положении серьга стойки удерживается крюком в вырезах обоймы
замка.
г
При уборке передней стойки подается давление жидкости в ци-
линдр открытия замка. Шток цилиндра выдвигается и разворачи-
вает запирающий рычаг, освобождая крюк. Замок откры-
вается.
Щитки передней стойки — передний и задний —
после уборки стойки закрывают нишу. Передний щиток открыт
только в промежуточных положениях стойки, а при убранном и
выпущенном ее положениях — закрыт.
Задний щиток при выпушенной стойке открыт, при убранной—
закрыт. Управляются щитки от передней стойки: передний — че-
рез систему тяг и качалок, задний — тягой, непосредственно при-
соединенной к стакану стойки.
Основные стойки шасси воспринимают большую часть нагруз-
ки, приходящейся на шасси при посадке и совместно с передней
стойкой обеспечивают самолету возможность передвижения по
земле. Основная стойка шасси включает в себя: i
— основную амортизационную стойку;
— тормозное колесо;
— гидравлический цилиндр уборки и выпуска основной
стойки;
— складывающийся подкос;
— механический замок убранного положения стойки;
— щитки.
Основная амортизационная стойка (рис. 32) является основ-
ным силовым элементом шасси; воспринимает нагрузки от полу-
вилки. Часть нагрузки поглощается стойкой за счет собственной
деформации, другая часть передается на силовые элементы цент-
роплана. Стойка состоит из стакана стойки; амортизатора, раз-
мещенного внутри стакана стойки; полувилки.
Стакан стойки представляет собой стальную трубу, к
которой приварены: втулка крепления стойки; рычаг крепления
полувилки; узел крепления складывающегося подкоса; .штуцер за-
рядного клапана; узел крепления тяги управления центропланным
щитком; ушко крепления буксировочного троса.
Во втулку крепления стойки запрессованы два бронзовых под-
шипника скольжения.
Амортизатор по устройству и принципу работы .аналоги-
чен амортизатору передней стойки. Исключение составляет отсут-
ствие у него профилированной иглы, роль которой выполняют сре-
зы в нижней части плунжера, а также наличие тормозного коль-
ца, установленного на штоке. В конце обратного хода штока
тормозное кольцо входит в конусную втулку, закрепленную в ста-
кане стойки, и создает большие гидравлические сопротивления,
предотвращая удар в ограничители обратного хода.
Нижний конец штока шарнирно соединяется с полувилкой.
Полувилка сварена из двух штампованных профилей; со-
единена со стаканом стойки пустотелой осью, проходящей через
проушины рычага стакана и полувилки. Во внутрь оси ввернуто
ушко, предназначенное для подвески стойки на крюк замка уб-
ранного положения. К середине полувилки приварен узел для
‘крепления штока амортизатора, к нижней части — фланец для
крепления тормозного диска колеса.
В полувилку запрессовывается полуось колеса. Через полу-
вилку и полуось проходит болт, который удерживает последнюю
от проворачивания. На свободном конце полуоси имеются торце-
вые шлицы для крепления тормозного диска колеса и внутренняя
При выдвинутом штоке
При обжатом штоке*
при выдвижении при сжатии
штока
m 1-г m6 — точки смазки
резьба для навинчивания
гайки крепления колеса.
Колеса основных стоек
шасси (рис. 33) обеспечи-
вают самолету проходимость
и воспринимают своими
пневматиками часть энергии
удара, а торможение колес
дает возможность маневри-
ровать на аэродроме и со-
кращать послепосадочный
пробег.
Основными частями ко-
леса являются:
— барабан;
— две тормозные ру-
башки;
— два тормозных диска;
• — пневматики (покрыш-
ка и камера);
' — два конических роли-
ковых подшипника.
Барабан отлит из маг-
ниевого сплава и состоит из
’двух половин, которые со-
единяются между собой бол-
тами. Такая конструкция
барабана облегчает монтаж
пневматика.
К каждой половине ба-
рабана с помощью винтов
крепится тормозная рубаш-
ка. Во внутренней полости
каждой тормозной рубашки
размещается тормозной
диск.
Один тормозной диск
крепится болтами к фланцу
на полувилке колеса, а вто-
Рис. 33. Колесо основной стойки шасси:
I — покрышка; 2 — камера; 3 — вентиль;
4 — прокладка; 5 — барабан; 6 — барабан;
7 — тормозная рубашка; 8 — подшипни-
ки; 9 — левый тормоз; 10 — правый тор-
моз; 11 — тормозная накладка; 12 — тор-
мозной цнлиндр; 13 — фланец; 14 — винт;.
15 — болт; 16 — трубкн подвода воздуха
рой •— к полуоси колеса посредством торцовых шлиц и гайки.
Каждый тормозной диск состоит из корпуса, двух тормозных
колодок, двух цилиндров управления колодками и пружин коло-
Рис. 32. Основная амортизационная стойка:
1 — цилиндр; 2 — шток; 3 — плунжер; 4 — зарядный штуцер; 5 — тормозное
кольцо; 6 — уплотнительный пакет; 7 — ось крепления рабочего цилиндра; 8 —
поршень; 9 — дополнительное тормозное кольцо; 10 — гайка; 11 — пробка; а)
• пространство между плунжером н цилиндром; в) пространство внутри штока; с) простран-
ство между цилиндром и штоком;
И) пространство внутри плунжера
Док. На тормозные колодки наклепываются тормозные накладки
из армированной фрикционной пластмассы.
При торможении колес сжатый воздух из воздушной системы
подается в цилиндр управления, штоки цилиндров выдвигаются и
прижимают тормозные колодки к тормозным рубашкам.
При прекращении подачи сжатого воздуха в цилиндры управ-
ления пружины возвращают тормозные колодки в отжатое поло-
жение. Зазор между тормозными колодками и рубашкой должен
быть не менее 0,2 мм и проверяется щупом через окна.
Колесо устанавливается на полуоси на двух роликовых кони-
ческих подшипниках и крепится гайкой.
Гидравлический цилиндр уборки и выпуска
основной стойки по устройству и принципу работы анало-
гичен цилиндру передней стойки. Гидравлический цилиндр кре-
пится к приливу узла навески основной стойки, шасси.
Складывающийся подкос состоит из двух звеньев—
нижнего и верхнего, подвижно соединенных между собой.
Нижнее звено подсоединяется к стакану стойки. Верхнее зве-
но соединяется с проушиной оси, вращающейся в балке, жестко ук-
репленной на стенке лонжерона и нервюре № 5 центроплана. К
оси крепится рычаг, который соединяется со штоком цилиндра
уборки и выпуска стойки.
(При выпущенном положении основной стойки ось соединитель-
ного (болта звеньев подкоса находится ниже линии, проходящей
через центры узлов соединения подкоса со стойкой и осью в бал-
ке. Образуется так называемая «стрела прогиба».
За счет «стрелы прогиба» складывающийся подкос препятству-
ет самопроизвольному складыванию основной стойки . в случае
отказа шарикового замка.
Механический замок убранного положения
основной стойки шасси . установлен в нише основной
стойки между нервюрами 5 и 6 центроплана. По устройству и
принципу действия аналогичен механическому замку выпущенного
положения передней стойки.
Щитки основной стойки шасси предназначены
для закрытия ниши основной стойки после ее уборки. Щитков три.
Центропланныи щиток установлен на шомпольной подвеске на
нервюре 8 центроплана. Управляется основной стойкой посред-
ством тяги. Щиток стойки неподвижно закреплен на полувилке
колеса.
Щиток колеса подвешен на двух узлах на нервюре 2 центро-
плана. Управляется гидравлическим цилиндром, В открытом по-
ложении щиток колеса» удерживается шариковым замком гидрав-
лического цилиндра, в закрытом положении — механическим зам-
ком. По принципу действия аналогичен механическим замкам
передней и основных стоек шасси.
Механический замок щитка колеса посредством тяг соединен
с механическим замком основной стойки. Регулировка тяг такова,
что при выпуске шасси вначале открывается замок щитка колеса,
азатем замок основной стойки.
Конструкция и работа системы уборки и выпуска шасси рас-
сматриваются в главе «Гидравлическая система».
Контроль за положением шасси, а также за процессом их
уборки и выпуска производится с помощью электрической сигна-
лизации и по механическим указателям.
НЕИСПРАВНОСТИ ШАССИ, ВОЗНИКАЮЩИЕ В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Силовые элементы шасси испытывают значительные динамиче-
ские нагрузки, которые могут приводить к появлению трещин в
узлах. Большинство сочленений трущихся деталей шасси работа-
ет в условиях сильного загрязнения (особенно на пыльных аэро-
дромах), что вызывает их повышенный износ и может привести
К заеданию и отказам отдельных элементов шасси. Частое приме-
нение тормозов при рулении и на пробеге после посадки вызывает
значительный нагрев колес.
Все эти неблагоприятные условия работы агрегатов и механиз-
мов предъявляют весьма строгие требования к уходу за шасси.
Износ подвижных сочленений шасси вызывает
появление люфтов и зазоров, превышающих допускаемые техни-
ческими условиями. На износ трущихся деталей особое влияние
оказывает грязь, пыль, а также качество смазки.
Ослабление болтов кронштейна, крепления зам-
ка выпущенного положения передней стойки шасси происходит из-
за усадки материала пакета, стягиваемого болтами.
Износ покрышек колес шасси зависит от состояния
покрытия аэродрома' и особенно от умения летчика пользоваться
тормозами. Резкое торможение сразу же после приземления само-
лета, как правило, вызывает выход покрышек из строя.
Износ тормозных колодок колеса также зависит
от покрова аэродрома и особенно от правильного торможения са-
молета при посадке и рулении. Износ колодок допускается до тол-
щины 2 мм. Колодки, имеющие толщину менее 2 мм, подлежат
замене.
Трещины, в узлах стоек шасси могут появляться в
местах сварных швов. Появление трещин вызывают грубые
посадки самолета из-за ошибок летного состава и эксплуатация
самолета на грунтовых аэродромах со значительной неровностью
его поверхности. Эксплуатация шасси с трещинами недопустима.
Подтекание масла АМГ-10 через уплотнитель-
ные манжеты происходит в результате износа уплотнительных
манжет. Стойки с указанным дефектом подлежат замене.
Неправильная зарядка амортизаторов носо-
вой и основных стоек шасси влечет перегрузки конст-
рукции шасси и самолета, что может привести при грубых посад-
ках к появлейию трещин, поломке различных узлов шасси и даже
поломке самолета. В процессе эксплуатации самолета необходимо
систематически контролировать давление азота (воздуха) в амор-
тизаторах, а при выполнении регламентных работ — уровень мас-
ла АМГ-10.
Не убирается шасси после взлета по причине
противодавления масла АМГ-10 в аварийной гидросистеме. Дефект
появляется из-за неполного закрытия крана аварийного выпуска
шасси после контрольного аварийного выпуска при выполнении
•регламентных работ на самолетах или из-за негерметич-
ности кранов аварийного выпуска шасси и закрылков. В целях
предупреждения появления дефекта необходимо строго соблюдать
требования технологии выполнения регламентных работ; при про-
ведении предполетной подготовки производить стравливание дав-
ления масла АМГ-10 из аварийной системы.
Трещины и разрушение фланца и хвостовика
оси переднего колеса появляются из-за нарушения технологии
съемки и установки оси при монтаже и демонтаже переднего ко-
леса. Для предупреждения дефекта необходимо съемку и установ-
ку оси колеса производить точно в соответствии с технологией, из-
ложенной в информационном выпуске № 2074.
Шасси самолета требуют систематического ухода, периодическо-
го проведения регламентных работ. При проведении осмотров и ра-
бот особое внимание обращается на выявление повреждений, тре-
щин, коррозии, порезов и проколов пневматиков колес, на предот-
вращение проворачивания покрышек относительно барабана. Про-
веряется давление в пневматиках по их обжатию и в амортизато-
рах по посадке штока; герметичность уплотнений амортизаторов,
действие замков, электрической и механической сигнализаций по-
ложения шасси.
Перечень и технология осмотров узлов шасси излагаются в
«Едином регламенте технической эксплуатациии самолета Л-29».
i
4. ХВОСТОВАЯ ОПОРА
Хвостовая опора (рис. 34) предохраняет хвостовую часть са-
молета от повреждения при взлете или посадке самолета с углом
наклона его оси к поверхности аэродрома более 12°.
Хвостовая опора установлена на шпангоуте № 29 хвостовой
части фюзеляжа, в цапфе, относительно которой может поворачи-*
ваться. Хвостовая опора состоит из каркаса, обтянутого обшив-
кой, и гидравлического амортизатора.
Амортизатор воспринимает и демпфирует усилия при ударе
хвостовой части фюзеляжа о землю. Амортизатор состоит из ци-
линдра, внутри которого помещены поршень со штоком, пружина
и неподвижная шайба с отверстиями для прохода жидкости. Шай-
ба разделяет внутренний объем цилиндра на две полости.
В амортизатор заливается 270 см3 жидкости АМГ-10.
Энергия удара поглощается сжатием пружины и гидравличс- ,
ским сопротивлением перетеканию жидкости из одной полости в
другую через отверстия в шайбе.
После прекращения действия нагрузки пружины выдвигают
поршень со штоком из цилиндра. Плавность хода штока при этом
Рис. 34. Хвостовая опора:
1 — каркас; 2 — поперечная трубка; 3 — крепежный болт; 4 — кожух; 5 —1
цапфа; 6 — амортизатор костыля; 7 — стальной полоз
достигается за счет гидравлического сопротивления перетеканию
жидкости через отверстия в шайбе.
В нижней части хвостовой опоры крепится съемный стальной
полоз, который при истирании заменяется.
ГЛАВА V.
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ДВИГАТЕЛЕМ
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
1 I
Под управлением самолетом и двигателем подразумевается
система механизмов, тяг, качалок и других элементов, позволяю-
щих летчику управлять рулями, элеронами, триммерами и раз-
личными агрегатами самолета и двигателя.
Управление самолетом разделяется на ручное и ножное. При
помощи ручного управления летчик отклоняет руль высоты и эле-
роны. С помощью ножного — руль направления.
На современных самолетах в связи с ростом скоростей возрос-
ли и нагрузки на рулевые поверхности, поэтому часто усилия, пот-
ребные для перемещения командных рычагов, оказываются боль-
ше физических возможностей летчика. В систему управления руле-
выми поверхностями с целью снятия нагрузок включаются специ-
альные гидроусилители. Они в первую очередь устанавливаются
в систему управления элеронами. Это объясняется тем, что с рос-
том скоростей усилия на рычаге от элеронов возрастают значи-
тельно быстрее, чем на других рычагах. Кроме того, летчик мо-
жет «развить» при.движении ручки вправо и влево значительно
меньшее усилие, чем в продольном направлении или на педалях.
С увеличением скорости полета элероны раньше других рулевых
поверхностей теряют свою эффективность. Это происходит в ре-
зультате действия сжимаемости воздуха и изгиб,ных деформаций
крыла. Поэтому, для создания заданной угловой скорости враще-
. ния самолета, элероны необходимо отклонять на большие углы,
что и увеличивает потребные усилия на ручке, В целях повышения
эффективности руля высоты последний на некоторых самолетах за-
меняется управляемым в полете стабилизатором.
Управляемый стабилизатор позволяет повысить величины до-
пустимых перегрузок туу на больших высотах и при М>1, а стало
быть, увеличить маневренность и боевую эффективность самолета.
Кроме того, на современных самолетах находит широкое при-
менение автоматизация процесса управления — автопилоты» авто-
маты перегрузок и другие устройства, облегчающие летчику уп-
равление самолетом на больших скоростях и высотах Полета.
От надежности и безотказности работы органов управления
зависит безопасность полета и управляемость самолета. Поэтому
к управлению самолетом предъявляется ряд специфических требо-
ваний. Наиболее существенными из них являются следующие:
— управление должно обеспечить необходимую управляемость
самолета на любой высоте и скорости полета;
— усилия на ручке и педалях управления должны.находиться
в пределах физических возможностей летчика;
— трение в сочленениях и направляющих проводки управления
должно быть минимальным;
— проводка управления не должна иметь резонансных колеба-
ний.
2. ХАРАКТЕРИСТИКА, КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СХЕМА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Л-29
Система управления самолетом состоит из управления рулем
высоты; рулем поворота; элеронами; триммером руля высоты;
закрылками; тормозными щитками.
Управление самолетом двойное — из передней и задней кабин;
6
7
8
9
20
Рис. 35. Кинематическая схема управления самолетом:
1» 2 — центральные узлы управления передней и задней кабин; 3 — герметическая коробка выводов; 4 — качалки в коробке гермовы-
водов; 5 — качалка на основном лонжероне крыла; 6 — качалкн на 15-м шпангоуте фюзеляжа; 7 8, 9 — качалки управления в
фюзеляже; 10 — качалка управления в киле; 11,12 — качалки управления в крыле; 13 — качалка управления элеронами; 14,15—
управление триммером руля высоты; 16 — привод валика внутреннего щитка; 17 — валик внешнего щитка; 18 — цилиндры управления
воздушными тормозами; 19 — кулиса управления триммером; 20 — механизм управления стабилизатором
Для предотвращения возможности появления вибрации в сис-
теме управления осуществлена весовая компенсация (балансиров-
ка) всех рулевых поверхностей самолета. Для снятия нагрузок на
ручке управления на руле высоты установлен управляемый трим-
мер.
Все элементы управления размещены внутри самолета.
В обшивке фюзеляжа, крыла и оперения самолета имеются
лючки, обеспечивающие осмотр, смазку и регулировку управления
в процессе эксплуатации самолета.
Кинематическая схема управления самолетом показана на
рис. 35.
Управление рулем высоты и элеронами ручное — осуществля-
ется ручками управления. Управление рулем поворота ножное —
осуществляется педалями. Ручка управления самолетом и педали
соединяются с рулевыми поверхностями при помощи трубчатых
тяг, рычагов и качалок. Такая система управления называется
жесткой.
Тяги системы управления самолетом 'выполнены из дюралю-
миниевых и стдльпых труб с обжатыми концами. Один наконечник
тяги неподвижный, второй — регулируемый. В ушках наконечни-
ков запрессованы шариковые подшипники.
Качалки системы управления самолетом изготовлены из дюр-
алюминия посредством штамповки, фрезеровки или литья. На оси
вращения качалок установлены шариковые подшипники. Все де-
тали системы управления соединены перемычками металлизации
для предотвращения скопления статического электричества.
Управление триммером руля высоты осуществляется из перед-
ней и задней кабин посредством рычагов, размещенных под фо-
нарной панелью слева вверху.
" Закрылки приводятся в действие гидравлическими цилиндра-
ми. Управление закрылками дистанционное, осуществляется из
обеих кабин кнопками, находящимися на левых пультах кабин.
При отклонении закрылков автоматически отклоняется и ста-
билизатор для уменьшения тянущего усилия, возникающего на
ручке управления самолетом при выпуске закрылков в полете.
Управление тормозными щитками осуществляется из передней
кабины посредством кнопки на ручке управления самолетом и пе-
реключателя на рычаге управления двигателем, из задней кабины—
посредством переключателя на рычаге управления двигателем.
Основные характеристики управления:
— максимальные отклонения ручки управления
назад (на себя) — 18°;
вперед (от себя) — 13°;
— отклонение руля высоты:
вверх — 32°:
вниз:
для самолетов до 8-й серии — 20°;
для самолетов с 8-й серии — 18°;
— максимальное отклонение ручки управления
влево, и вправо — 15°;
— отклонение элеронов вверх и вниз — 15°;
— максимальное отклонение педалей — 92 мм;
— отклонение руля поворота вправо и влево — 25°;
— отклонение триммера руля высоты:
вверх — 10° ± 1°
вниз — 20° ± 2°;
— отклонение закрылков при взлете — 15°;
— отклонение закрылков при посадке —30°,
— максимальное отклонение тормозных щитков — 54°;
— отклонение стабилизатора:
при отклонении закрылков на 15° — 1°55' ± 20'
при отклонении закрылков на 30° —3°55'±15Л
3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА УЗЛОВ И ДЕТАЛЕЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
САМОЛЕТОМ
и
Центральный узел управления. В системе управления самоле-
том имеются два центральных узла управления, смонтированных
на полу в передней и задней кабинах (рис. 36). Узлы имеют
одинаковую конструкцию.
На кронштейне центрального узла управления установлены:
— ручка управления рулем высоты и элеронами;
. — педали управления рулем поворота;
— механизм регулировки педалей по росту летчика;
— качалка системы управления рулем поворота;
— качалка системы управления элеронами;
— ограничители отклонения рулей (только на центральном уз-
ле управления в передней кабине).
Ручка управления состоит из дюралюминиевой грубы
диаметром 45 мм, нижнего узла и рукоятки Р1М-0.
Дюралюминиевая труба закреплена одним концом в нижнем
узле. Нижний узел установлен на болте подвески, который про-
ходит через трубчатую ось. Трубчатая ось вращается на шарико-
вых подшипниках, установленных в кронштейне.
При отклонении «на себя» и «от себя» ручка управления по-
t ворачивается на болте подвески. Вправо и влево ручка управле-
ния отклоняется, поворачиваясь вместе с трубчатой осью. Болт
подвески при этом является рычагом системы управления элеро-
нами.
На нижнем узле установлены регулировочные упоры, ограничи-
вающие максимальные отклонения ручки управления «на себя» и
«от себя» (ограничители отклонения руля высоты).
В верхней части трубы ручки управления установлена стан-
дартная рукоятка Р1М-0.
На рукоятке ручки управления передней кабины имеются
3 кнопки: сброса бомб, ракет или подвесных баков; управления
тормозными щитками; включения фотокинопулемета.
На рукоятке ручки управления задней кабины имеется одна
кнопка — управления СПУ.
На ручках управления установлены рычаги управления тормо-
зами колес.
Педали управления рулем поворота состоят
из двух стальных плеч, шарнирно закрепленных в передней части
23 24 2б
4 Рис. 36. Центральный узел управления:
I —ручка управления; 2 — труба ручка управления; 3 — шарнир ручки управления;
4 — рычаг: 5 — качалка управления рулем высоты; 6 — качалка ножного управления;
7 — болт узла подвески ручкн управления; 8 — соединительное звено управления эле-
ронами; 9 — головка педалей ножного управления; 10 — детали ножного управления;
11 — вилка; 12 — направляющий штырь; 13 — кулнса; 14 — пружина; 15 — педаль;
16 — тяга параллелограмма; 17 — трос перестановки педалей; 18 — тяга; 19 — кар-
кас узла; 20 — стопор; 21 — упор; 22 — тормозной рычаг; 23 — кнопка управления
«РКП; 24 — кнопка управления сбросом бомб; подвесных баков; 25 — кнопка управле-
ния тормозными щитками
центрального узла управления, двух соединительных тяг, подножек
и механизма регулировки педалей по росту летчика. Соединитель-
ные тяги обеспечивают параллельное перемещение подножек при
отклонении педалей.
Механизм регулировки педалей по росту лет-
чика позволяет подножки педалей устанавливать в гри положе-
ния: переднее, заднее и промежуточное.
Для изменения положения подножек необходимо вытянуть на
себя рукоятку механизма регулировки педалей. При этом под
действием пружины механизма регулировки педалей отклоняются
оба стальных плеча и подножки педалей перемещаются назад.
Вперед подножки педалей перемещаются нажатием на них ног.
Диапазон перемещения подножек педалей 120 мм. Крайнее перед-
нее, заднее и промежуточное положения подножек педалей фикси-
руются. Для этого рукоятку механизма необходимо передвинуть
вперед.
На вертикальной стенке кронштейна установлены регулируе-
мые упоры, ограничивающие максимальное отклонение педалей.
На приливе кронштейна справа установлена качалка уп-
равления рулем поворота, верхнее плечо которой посред-
ством жесткой тяги соединяется с педалями.
На левом приливе кронштейна установлена качалка уп-
равления эл.еронами, в верхнем плече которой имеется вы-
рез, ограничивающий максимальное отклонение элеронов.
Ручки управления и педали передней и задней кабин соедине-
ны между собой трубчатыми тягами.
Нижний узел ручки управления, качалка управления элерона-
ми и качалка управления рулем поворота заднего центрального
узла управления соединены при помощи тяг с соответствующими
наружными рычагами на коробке герметизации.
Коробка герметизации предназначена для обеспечения герме-
тического вывода из кабины тяг управления рулем поворота, ру-
лем высоты и элеронами.
Корпус коробки герметично крепится к полу кабины и к шпан-
гоуту № 10 фюзеляжа. В корпусе имеются три прямоугольных вы-
реза, которые закрываются со стороны кабины кожухами.
В каждом кожухе на подшипниках устанавливается шлицевая
ось. Выступающие из кожуха концы шлицевой оси соединены с
наружным вильчатым рычагом. На находящейся внутри кожуха
части шлицевой оси насажен внутренний рычаг. Наружный виль-
чатый рычаг находится в герметизируемом отсеке кабины, а внут-
ренний рычаг — в отсеке средней части фюзеляжа.
На шлицевую ось надеваются резиновые уплотнительные мем-
браны, которые при избыточном давлении в кабине прижимаются
к торцам подшипника и препятствуют утечке воздуха из кабины
через подшипник.
К внутренним рычагам подсоединены соответственно трубча-
тые тяги управления рулем поворота, рулем высоты и элеронами,
проходящие внизу средней части фюзеляжа под передним топлив-
ным баком.
Управление рулем высоты осуществляется отклоне-
нием ручки управления «от себя» и «на себя».
Движение от ручки управления посредством трубчатых тяг,
через рычаги коробки герметизации, качалку управления рулем
высоты, установленную в блоке под основным лонжероном центро-
плана, качалки в гроте фюзеляжа и качалки, размещенные в ниж-
ней и верхней частях киля, передается на руль высоты.
Управление рулем поворота осуществляется откло-
нением педалей. Движение от педалей к рулю поворота передается
посредством трубчатых тяг, проходящих параллельно тягам уп-
равления рулем высоты, через рычаги коробки герметизации, ка-
чалку управления рулем поворота, установленную в блоке под ос-
новным лонжероном центроплана, четыре качалки внутри фюзе-
ляжа и качалку, размещенную в нижней части киля.
Каждая качалка системы управления рулем поворота установ-
лена на одной оси с качалкой системы управления рулем
высоты.
Управление э.леронами осуществляется отклонением
ручки управления самолетом вправо и влево.
От ручки управления движение посредством тяг, проходящих
параллельно тягам управления рулями поворота и высоты, переда-
ется через рычаги коробки герметизации к качалке, установленной
в блоке под основным лонжероном центроплана, от которой дви-
жение на элероны передается посредством трубчатых тяг и пяти
качалок, размещенных в .каждой половине крыла.
Управление триммером руля высоты осущест-
вляется перемещением ручек, установленных в обеих кабинах под
подфонарной панелью! слева. При движении ручки управления трим-
мером «на себя» триммер отклоняется вниз,* а «от себя» — вверх.
Движение от ручки управления триммером передается посредством
жестких тяг, проходящих через фибровые направляющие к пере-
даточному механизму, установленному на шпангоуте Я? 10 фюзе-
ляжа.
Передаточный механизм обеспечивает тяге управле-
ния триммером герметичный вывод из кабины. Передаточный ме-
ханизм представляет собой две самостоятельные качалки, одна
нз которых — внутренняя — находится в кабине, вторая — на-
ружная — вне кабины, в фюзеляже. В месте выхода внутренней
качалки из кабины установлена резиновая уплотнительная ман-
жета.
От наружной качалки передаточного механизма движение на
триммер передается посредством тяг, проходящих через фибровые
направляющие в гроте фюзеляжа, качалки, установленные в ниж-
ней и верхней частях киля, кулису и качалку, установленную в ру-
ле высоты.
Кулиса обеспечивает стопорение системы управления грим-
мером, чем исключается возможность отклонения триммера от аэ-
родинамических сил (рис, 37).
Кулиса установлена на основной нервюре стабилизатора. Пред-
ставляет собой плоский сегмент с кулисной прорезью, в которой
размещается движок, подвешенный на качалке. При повороте сег-
мента движок за счет искривления кулисной прорези совершает
прямолинейное движение.
Для обеспечения стопорения системы управления триммером
движок подвешен на качалке так, что его центр лежит на продол-
Рис. 37. Кулиса управления триммером:
I — тяга; 2 — сегмент; 3 — кулисная прорезь; 4 — качалка; 5 — движок;
6 — качалка в руле высоты
женин оси тяги, пересекающей центр вращения кулисы. Для того,
чтобы триммер не отклонялся при отклонении руля высоты, в по-,
следнем установлена качалка, проушина которой совпадает с его
осью вращения.
Управление закрылками дистанционное, осуществля-
ется кнопками, установленными на левых пультах в передней и
задней кабинах.
Внутренний и внешний закрылки каждой половины крыла при-
водятся’ в действие одним гидравлическим цилиндром, который
крепится на 8-й нервюре центроплана. В торце штока гидравли-
ческого цилиндра ввернута гребенчатая планка, которая нахо-
дится в зацеплении с зубчатым сегментом, закрепленным на труб-
чатом валу управления внутренним закрылком. Трубчатый вал уп-
равления внутренним закрылком шаровым шарниром соединяется
с трубчатым валом управления внешним закрылком. На каждом
трубчатом валу закреплены по два рычага, которые при помощи
жестких тяг соединяются со штырями, установленными непосред-
ственно на закрылках.
При подаче давления жидкости в гидравлические цилиндры их
штоки перемещаются и гребенчатой планкой поворачивают сегмен-
ты вместе с трубчатыми валами. Рычаги, закрепленные на труб-
чатых валах, через тяги передают движение на закрылки.
При выпуске закрылков их ось смещается назад, при этом за-
крылки перемещаются на роликах по направляющим рельсам на-
зад и вниз.
Закрылки левой и правой частей крыла не связаны механичес-
ки. Синхронность их уборки и выпуска обеспечивается реверсив-
ным порционером — агрегатом гидравлической системы самолета.
Система уборки закрылков имеет приспособление для автома-
тической их уборки при скорости 290± 10 км/час по прибору.
Управление тормозными щитками осуществля-
ется: из передней кабины — кнопкой на ручке управления само-
летом и переключателем долговременного открытия на рычаге уп-
равления двигателем; из задней кабины — нажимным переключа-
телем на рычаге управления двигателем.
Тормозные щитки приводятся в действие двумя гидравличес-
кими цилиндрами, установленными на шпангоуте № 29 фюзеля-
жа. Штоки цилиндров подсоединяются непосредственно к тормоз-
ным щиткам.
Тормозной щиток устанавливается на двух осях подвески, ко-
торые размещаются между шпангоутами № 26 и 27 фюзеляжа.
Тормозные щитки механически между собой не связаны. Син-
хронность их отклонения обеспечивается порционером — агрега-
том гидравлической системы.'
Управление стабилизатором. Изменение угла ата-
ки стабилизатора при выпуске закрылков на 15° и 30° осуществ-
ляется автоматически с помощью механизма перестановки стаби-
лизатора, состоящего из электромотора и червячной передачи.
Электромотор механизма помещен в носке стабилизатора и за-
крыт обтекателем.
Электромеханизм с помощью ушков крепится к вилке стабили-
затора и к узлу на киле,
ч
4. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ
Управление двигателем состоит из управления дроссельным
краном и управления стоп-краном (рис. 38).
Управление дроссельным краном осуществляется перемещением
рычага управления двигателем (РУД).
Рычаги управления двигателем размещены на левых пультах
в передней и задней кабинах. РУД передней кабины представля-
ет собой дюралюминиевую пластину, на которой установлена вра-
щающаяся рукоятка для управления прицелом АСП-ЗНМУ.
На рукоятке имеются кнопка управления радиопередатчиком и
переключатель долговременого открытия тормозных щитков.
На верхнем конце рычага установлена кнопка управления са-
молетным переговорным устройством (СПУ).
РУД второй кабины снабжен неподвижной рукояткой, на кото-
рой также установлены кнопка управления радиопередатчиком и
Рис. 38, Кинематическая схема управления двигателем:
‘ 1 — рычаг управления двигателем передней кабины; 2 — рычаг стоп-крана перед-
ней кабины; 3 — фиксирование рычага управления двигателем; 4 — рычаг упра-
вления двигателем задней кабины; 5 — рычаг стоп-крана; 6 — коробка гермовы-
водов; 7 — тяга управления двигателем; 8 — тяга управления стоп-краном; 9 —
гибкая тяга стоп-крана; 10 — качалки управления двигателем; И —- качалка управ-
ления стоп-крана
переключатель тормозных щитков. Па верхнем конце РУД установ-
лена кнопка управления СПУ,
РУД передней и задней кабин соединены между собой жест-
кой тягой.
Рычаг управления двигателем задней кабины через систему
тяг и качалок соединен с рычагом дроссельного крана. Герметиче-
ский вывод из кабины тяг управления двигателем обеспечивается
коробкой герметизации, которая устанавливается в задней кабине.
Внутренняя полость коробки герметизации, которая своей гор-
ловиной приклепывается к шпангоуту № 10 фюзеляжа, сообщает-
ся с полостью фюзеляжа за кабиной.
К боковым стенкам коротки крепятся две втулки с шариковы-
ми подшипниками. Между подшипником и стенкой коробки уста-
навливается уплотнительное резиновое кольцо.
В каждую втулку вставляется ось. Один конец оси находится
внутри коробки, другой — снаружи. На концах оси устанавлива-
ются два рычага, размещенные соответственно внутри коробки и
вне ее.
К наружным рычагам подсоединяются тяги управления дрос-
сельным краном и стоп-краном, проходящие в кабине, а к внут-
ренним — тяги, находящиеся в средней части фюзеляжа.
Управление стоп-краном состоит из двух рычагов управления;
коробки герметизации; системы тяг и качалок.
Рычаги управления стоп-краном передней и задней кабин ана-
логичны и представляют собой дюралюминиевые пластины с круг-
лыми наконечниками.
Рычаги стоп-крана соединены между собой жесткой тягой. От
рычага второй кабины тяга проходит к наружной качалке короб-
ки герметизации.
Управление стоп-краном в средней части фюзеляжа представ-
ляет собой гибкую тягу, которая состоит из дюралюминиевой нап-
равляющей трубки с внутренним диаметром 4 мм, и стальной
проволоки диаметром 3 мм. На концах проволоки навернуты вил-
ки, которыми она соединяется с внутренней качалкой коробки гер-
метизации и с качалкой на раме двигателя. От качалки на раме
двигателя через систему тяг и качалок движение передается к ры-
чагу стоп-крана на агрегате APT-t8.
Рычаг управления двигателем насажен на одну ось с рычагом
управления стоп-краном. В передней кабине на этой оси смонти-
рован также рычаг фиксации РУД. При перемещении «на себя»
рычаг фиксации через распорн^о втулку затягивает фрикционный
диск РУД; для перемещения РУД требуется большее усилие.
Между РУД и рычагом управления стоп-краном задней кабины
установлена фиксирующая пластина, препятствующая закрытию
стоп-крана при неубранном «на себя» РУД.
ь
5. ОСМОТР И ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
*
Целью осмотров агрегатов, узлов и деталей управления явля-
ется проверка их технического состояния и работоспособности.
Осмотры осуществляются при проведении предварительной и
предполетной подготовок, а также при подготовке самолета к
повторному полету.
При проведении осмотров проверяются: легкость и плав-
ность передачи движений от ручек и педалей к рулям, элеронам,,
триммерам, дроссельной заслонке двигателя и стоп-крану; люф-
ты, в сочленениях управления; состояние самих управляющих по-
верхностей и узлов их крепления; отсутствие посторонних пред-
метов в кабинах; правильность отклонения рулей, элеронов и
триммеров; правильность установки педалей по длине ног.
Особое внимание в процессе эксплуатации техники уделяется
мероприятиям по предотвращению попадания посторонних
предметов в кабины самолета.
Основные особенности эксплуатации агрегатов и деталей сис-
темы управления самолета состоят в следующем:
— детали управления в процессе полета подвергаются мно-
гократным знакопеременным нагружениям, что не исключает по-
явления в некоторых узлах « сочленениях трещин, люфтов н дру-
гих дефектов;
— загрязнение шарнирных соединений ускоряет нх износ, уве-
личивает трение;
— в конструкции управления с целью сохранения герметич-
ности кабин предусмотрена герметизация выводов подвижных де-
талей управления. *
НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ, ВОЗНИКАЮЩИЕ
ПРИ НЕПРАВИЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ. СПОСОБЫ ИХ ОБНАРУЖЕНИЯ
И УСТРАНЕНИЯ
Люфты в с оч лепи я х, которые обнаруживаются по сту*
ку в проводке управления или узлах подвески. Устранение люф-
тов производится путем затяжки болтов крепления кронштейнов*
сслабленйых резьбовых соединений или замены дефектных деталей.
Заедания в шарнирных сочленениях происходят
из-за остаточных деформаций деталей, высыхания смазки или за-
сорения сочленений твердыми частицами и пылью.
Профилактической мерой, предотвращающей появления этого
дефекта, является своевременная очистка от пыли и грязи шар-
нирных и других подвижных сочленений и замена смазки в них.
Трещины на соединительной втулке вала щит-
ков закрылков по вырезу под шлицы. Дефект является следстви-
ем недостаточной конструктивной прочности соединения. На са-
молетах с 32-й серии увеличена толщина стенки соединительной
втулки. С целью своевременного выявления дефекта в эксплуата-
ции при выполнении регламентных работ необходимо осуществ-
лять тщательный осмотр соединительной втулки вала с примене-
нием лупы 5-тн кратного увеличения, зеркала и подсвета.
Обрыв троса регулировки педалей по месту за-
делки его в наконечник. В эксплуатации необходим тщательный
контроль за состоянием этого сочленения н своевременная замена
дефектных тросов.
Повышенный люфт в узле крепления стабилиза-
тора к кнлю. Люфт появляется нз-за преждевременной выработки
узла С целью предупреждения дефекта на самолетах с 12-й серии
изменены размеры втулок
ГЛАВА VI.
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ
СИСТЕМА
1 ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМЫ
1 %
На современных самолетах предусмотрена широкая механиза-
ция и автоматизация процессов, связанных с их управлением и
приведением в действие многочисленных механизмов.
На самолете Л-29 используется силовая гидравлическая систе-
ма для привода агрегатов шасси, закрылков и тормозных щитков.
Гидравлическая силовая система позволяет обеспечивать точ-
ное регулирование работы без заметного запаздывания и плавность
лода исполнительных устройств; фиксацию исполнительных уст-
ройств не только в крайних, но и в промежуточных положени-
ях; получение больших мощностей при сравнительно небольших
габаритах и весе источников энергии и исполнительных агрегатов.
Наиболее важные свойства гидравлической силовой системы оп-
ределяются практической несжимаемостью и высокой вязкостью
>его рабочего тела жидкости АМГ-10.
Благодаря несжимаемости жидкости давление в системе почти
мгновенно распространяется по магистралям и запаздывание в
действии системы отсутствует. Несжимаемость жидкости делает
возможным фиксацию поршней силовых цилиндров не только в
крайних, но и в промежуточных положениях без дополнительных
механических упоров.
Вязкость жидкости оказывает большое влияние на величину
сил трения при ее движении в трубопроводах. Чем больше вяз-
кость, тем больше гидравлические потери и противодействие со сто-
роны жидкости, вытесняемой из силового цилиндра. Поэтому даже
при отсутствии сопротивления со стороны управляемых объектов
для перемещения поршней силовых цилиндров гидросистемы не-
обходимы значительные усилия. Это исключает заметное влияние
на движение поршней различных случайных факторов, которые
вызывают небольшие по силе противодействия перемещению порш-
ней в цилиндрах (заедания вследствие загрязнения внутренних
поверхностей цилиндров, шарнирных соединений, разбухания уп-
лотнений и т. д).
Поэтому гидравлические системы менее требовательны, чем,
например, воздушные, к герметичности подвижных и разъемных
соединений, в связи с чем рабочее давление в них может быть зна-
чительно выше. Это обеспечивает получение больших усилий на
исполнительных штоках при сравнительно небольших габаритах и
весе силовых цилиндров.
Кроме того, жидкость АМГ-10 обладает хорошей смазывающей
способностью, что повышает долговечность подвижных соединений.
АМГ-10 представляет собой прозрачную жидкость красного цвета.
По своему составу является легким нефтяным маслом с предела-
ми кипения от 200 до 330°С, к которому добавлены загуститель,
противоокислитель и краситель.
В гидроагрегатах, заполненных маслом АМГ-10 и сжатым воз-
духом, образуется смесь паров масла и воздуха, которая в услови-
ях высоких давлений и температур способна самовоспламеняться.
Поэтому в целях безопасности и надежности работы гидроустрой-
ства самолетов заряжаются техническим азотом.
На самолете Л-29 гидравлическая система разделяется на ос-
новную и аварийную (рис. 39).
, Основная гидравлическая система предназначена для уборки
и выпуска шасси; уборки и выпуска закрылков; уборки и выпуска
тормозных щитков, а также для автоматического торможения ко-
лес при уборке шасси.
Управление основной гидравлической системой электрическое,
дистанционное из передней и задней кабин летчиков.
Аварийная гидравлическая система предназначена для аварий-
ного выпуска шасси и закрылков на 30°.
Управление аварийной гидравлической системой механическое
при помощи кранов, расположенных на правых пультах в обеих
кабинах.
Источником энергии основной гидросистемы является шесте-
ренчатый гидронасос, приводимый в действие от двигателя. Источ-
ником энергии для аварийной гидросистемы являются два гидро-
аккумулятора. 1
Гидравлические системы имеют ряд недостатков, наиболее важ-
ными из которых являются: большой общий вес, относительная
сложность агрегатов, необходимость надежной герметичности всей
системы и особенно тех магистралей, которые расположены в дви-
гательном отсеке фюзеляжа самолета. Последнее требование вы-
зывается тем обстоятельством, что масло АМГ-10 имеет сравни-
тельно низкую температуру вспышки (+92°С).
Краткие технические данные гидравлической системы приведе-
ны в таблице 8.
Таблица 8
Наименование
Технические
данные
Рабочая жидкость
Количество жидкости, заправляемой в систему, л
Емкость гидробачка, л
Количество жидкости, заправляемой в гидро-
бачок, л
Максимальное давление рабочей жидкости, кг/см2
Минимальное давление рабочей жидкости (при
нейтральных кранах), кг)см2
АМГ-10
17
6.7±0.25
100±2
Не выше 12
Наименование
Технические
данные
Емкость гидроаккумуляторов, л
Давление азота в гидроаккумулягоре, кг /см2
Давление воздуха в системе лоддавливаиия,
кг {см2
2 шт. по 1,2
50
0,7—0,1
X ОСНОВНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
В зависимости от назначения основную гидравлическую сис-
тему условно можно разделить на ряд участков: основную сеть;
гидравлическую сеть шасси; гидравлическую сеть закрылков; гид-
равлическую сеть тормозных щитков; систему поддавливаиия гид-
робачка.
Основная сеть (рис. 40) включает следующие агрегаты и де-
тали:
— гидравлический бачок;
— гидравлический насос;
— фильтр ФГ-11/1;
— электрогидрокраны шасси, закрылков и тормозных щитков;
— предохранительный клапан;
— клапаны подключения наземного гидравлического насоса;
— манометры;
— дроссель.
Гидравлический бачок находится в отсеке двигателя
и закреплен на кронштейне, смонтированном на противопожарной
перегородке. Гидробачок служит резервуаром для рабочей жидко-
сти гидросистемы. Емкость его 8,5 л, количество заправляемой в
бачок жидкости — 6,7±0,25 л. Для заправки жидкости в бачке
имеется заправочная горловина, герметично закрываемая пробкой.
К пробке прикреплена мерная линейка с метками минимального
и максимального уровня жидкости. На гидробачке имеются штуце-
ры для забора жидкости, для слива жидкости из системы, для при-
соединения трубок дренажа и системы поддавливаиия, для подклю-
чения наземного гидронасоса.
Конец заборного трубопровода расположен посередине бачка,
благодаря чему при любом положении самолета обеспечивается по-
дача жидкости без подсоса воздуха.
Гид ронасос (рис. 41) шестеренчатого типа служит для наг-
нетания жидкости под давлением в гидросистему. В корпус насоса
ввернуты штуцер подвода жикости к насосу и штуцер отвода жид-
кости в систему.
Ближе к приводу на корпусе имеется штуцер, через который вы-
текает жидкость в случае негерметичности уплотнительного саль-
ника привода насоса (допускается просачивание не более 0,5 см3
жидкости в течение 10 мин).
I
К шасси
* К запрелКаМ
К тормозным
щитцам
Рис. 40. Нагнетающая (основная) часть гидросистемы:
1 — гидробачок; 2 — насос; 3, 4 — штуцеры подключения наземного источника пи-
тания; 5 — фильтр; 6 — перепускной клапан; 7 — электрокран воздушных тор-
мозов; 8 — электрокран закрылков; 9 — электрокран шассн; 10 —< манометры пе-
редней н задней кабин; 11 — дроссель
Производительность насоса при п=2500 об/мин и противодавле-
нии 110 кг/см2 — 15±2 л/мин. Крепится насос к коробке приводов
двигателя.
Фильтр ФГ-11/1 (рис. 42) предназначен для очистки рабочей
жидкости от механических загрязнений. Установлен в двигательном
отсеке с правой стороны.
Фильтр состоит из корпуса, перепускного клапана и двух филь-
трующих элементов: фильтрующего элемента тонкой очистки, изго-
товленного из особой бумаги, прикрепленной к каркасу, задержи-
вающего частицы размером до 0,005 мм, и фильтрующего элемента
грубой очистки, изготовленного из профилированной проволоки,
намотанной на цилиндрический каркас. Благодаря наличию выступ
нов на поверхности проволоки между витками образуются преры-
6*
83
вистые зазоры (щели) шириной 0,08 м.м, задерживающие крупные
(более 0,08 мм) механические частицы.
При засорении фильтра тонкой очистки жидкость минует его
через перепускной клапан и проходит только через фильтр
бой очистки. Перепускной
ФУ-
дав-
клапан открывается при перепаде
не менее 9 .кг/см2.
лений
10 6 4 2 5 6 7
игольчатых
Рис. 41. Гидронасос:
! корпус; 2 ведущая шестерня; 3 — ведомая шестеоня* 4 5 __ обпймы
подшипников; 6 — игольчатые подшипники; 7 — болт; 8 — втулка; 9 — пружина-
11 ~ втулки с уплотнительными манжетами
10,
Срок службы бумажного фильтра — 60 часов.
Предохранительный клапан (рис. 43) служит для ог-
раничения верхнего предела давления в гидросистеме. Находится
на правой стороне противопожарной перегородки. Состоит из кор-
пуса, пружины и золотникового клапана. При повышении давления
в гидросистеме выше допустимого золотниковый клапан, преодоле-
вая усилие пружины, открывается и перепускает часть жидкости
в гидробачок. Сила сжатия пружины регулируется на обеспечение
максимального давления в гидросистеме 100±2 кг/см2.
Клапаны подключения наземного гидронасо-
са (рис. 44) предназначены для подключения к гидросистеме
самолета наземного насоса при проверке системы на неработаю-
щем двигателе.
Рис. 42. Фильтр:
1 — головка фильтра; 2 — шарик; 3 — пружина; 4 — регулировочный винт; 5 —
внутренний фильтрующий элемент; 6 — корпус; 7 — внешний фильтрующий эле-
мент
3 7 2
Рис. 43. Предохранительный клапан:
1 — корпус; 2 — втулка; 3 — клапан*; 4 — пружина; 5 — гайка; 6 штуцер; 7 — сто-
порное кольцо
Клапан подключения всасывающей линии состоит из корпуса
и шарикового клапана с пружиной. Клапан подключения высоко-
го давления состоит из корпуса, в котором расположены два шари-
ковых клапана.
Манометры МГ-160 предназначены для контроля за рабо-
той гидросистемы, расположены на правых пультах в передней и
задней кабинах. Диапазон измерения давления от 0 до 160 кг/см2.
ЭлектрогиДрокраны (рис. 45) служат для управления
уборкой и выпуском шасси, закрылков и тормозных щитков. Кра-
ны соединены последовательно в следующем порядке: кран шасси,
кран закрылков, кран тормозных щитков. Все три .крана установ-
лены в правой нише шасси на передней стенке лонжерона. Краны
по конструкции аналогичны.
Электрогидрокран представляет собой агрегат, состоящий из
электромагнитного механизма и управляемого им распределитель-
ного золотника. Распределительный золотник имеет три проточки
для перепуска жидкости па выпуск, на уборку и к другому крану.
На корпусе крана имеется пять штуцеров; в линии подвода ра-
бочей жидкости к крану от насоса; в линии, соединяющей краны;
в линии слива жидкости в гидробачок; в линии выпуска; в линии
КЛАПАН ЗАКРЫТ
Рис. 44. Клапан подключения наземного насоса:
1 «ч корпус; 2 — крышка; 3 — шарик; 4 —< пружина
уборки. При нейтральном положении кнопок управления шасси,
закрылками и тормозными щитками электромагниты кранов обес-
точены и распределительные золотники занимают среднее положе-
ние. При этом штуцеры линии подвода соединены посредством про-
точки на золотнике со штуцерами линии, соединяющей краны, и все
. краны сообщаются между собой; рабочая жидкость проходит че-
рез краны и сливается в гидробачок. При нейтральном положе-
-нии всех кнопок управления линии уборки и выпуска всех трех сис-
тем (шасси, закрылков и тормозных щитков) отключены от ос-
новной сети.
При включении в кабине кнопки уборки шасси, закрылков или
тормозных щитков включается нижний электромагнит соответству-
ющего электрогидрокрана, и золотниковый распределитель пере-
двигается в крайнее нижнее положение. При этом линия подвода
жидкости от насоса соединяется с линией уборки данной системы,
а линия выпуска системы сообщается с линией слива жидкости в
бачок.
При включении в кабине кнопки выпуска шасси, закрылков или
тормозных щитков включается верхний электромагнит соответству-
ющего электрогидрокрана, и золотниковый распределитель пере-
двигается в крайнее верхнее положение. При этом линия подвода
жидкости от насоса соединяется с линией выпуска данной систе-
мы, а линия уборки системы сообщается с линией слива жидкости
в бачок.
При .включенном электромагнитном кране шасси (утоплена в
кабине кнопка уборки или выпуска шасси) рабочая жидкость к
1
3
I
электромагнитным кранам закрылков и тормозных щитков не по-
ступает. В случае включения крана закрылков жидкость не посту-
пает к крану тормозных щитков.
Дроссель установлен перед манометрами. Его назначение—
демпфировать колебания давления жидкости перед манометрами
с целью исключения колебания стрелок манометров.
Работает основная сеть следующим образом. Из гидробачка
рабочая жидкость поступает в гидронасос, который подает ее че-
рез фильтр к электрогидрокранам. При выключенных кранах (в-
кабинах кнопки управления системами находятся в положении
«выключено») рабочая жидкость проходит через них и возвраща-
ется в гидробачок. При этом манометры фиксируют величину гид-
равлического сопротивления сети, максимальное значение которого'
12 кг/см2.
При включении одного из электрогидрокранов (в кабине вклю-
чена одна из кнопок управления шасси, закрылков или тормозных
щитков) к основной сети подключается одна из рабочих сетей,
сопротивление на пути жидкости возрастает, давление в основной
системе повышается. При давлении свыше 100 кг/см2 предохрани-
тельный клапан открывается и перепускает часть жидкости в гид-
робачок, ограничивая максимальное давление в системе.
Гидравлическая сеть шасси (рис. 46) предназначена для убор-
ки и выпуска шасси и торможения колес при уборке шасси. Вклю-
чает следующие основные агрегаты и детали:
— гидравлические цилиндры передней и основных стоек шасси;
— гидравлические цилиндры щитков основных стоек шасси;
— согласующие клапаны;
— цилиндры открытия механических замков;
— аварийные переключатели;
— обратные клапаны;
— односторонние гидрозамки;
— дроссели;
— цилиндр автоматического торможения колес.
Гидр ав л и ческ.ие цилиндры передней и основ-
ных стоек шасси и гидравлические цилиндры
щитков основных колес (рис. 47) являются исполнитель-
ными агрегатами в гидравлической сети шасси.
Устройство и работа 'гидравлических цилиндров изложены в
главе «Взлетно-посадочные устройства».
Согласующие клапаны.(рис. 48) служат для согласова-
ния уборки щитков основных колес с уборкой основных стоек шас-
си.
Рис. 45. Электрогидрокран:
1 — корпус; 2 — золотник; 3, 18, 21, 27 — шайбы; 4 — запорный болт; 5 —- упор;
6, 15 — втулки; 7, 13 — пружины; 8, 25 — винты; 9 — замушка; 10 соединительная гай-
ка; 11 — шарнк; 12 — крышка; 14 — штуцер; 16, 17 — уплотнительные кольца; 19 —
корпус электромагнита; 20 — уплотнительное кольцо; 22 — гайка; 23 — шплинт; 24 —
ниппель; 26 — штуцер:
Нумерация штуцеров: 1 — нз нагнетающей магистрали; 2 — слив в бак при нейтраль-
ном положении золотника; 3 — слнв в бак при уборке и выпуске; 4 — подача жидкости
на выпуск; 5 — подача жидкости иа уборку
Аварийный TWOt
^Совое шасси
Вып/сн
Аварийный выпуск
Выпуск
12L
К цосовому шасси
Уборка
I
Основное, шасси
Люк шасси
I Уборка
Мерой стор<^
Рис. 46. Гидравлическая сеть шасси:
цн-
6 —
пгг«п«ЛоКТр0ГлАр0КЕаН и1ассн: 2 — СИЛОВОЙ цилиндр основной стойки; 3 — силовой
^опДР носов°й стойки; 4 силовой цилиндр щнтка; 5 — согласующий клапан;
Н^яплпмый°^лЯпа71 гЛАР°за“ок: 8 " кРан стравливания; .9- — клапан переключения;
JU запорный клапан, 11 * .обратный клапан; 13 — демпферный клапан; 13 — цилиндр
торможения колес
Рис. 47. Цилиндр уборки (рабочий цилиндр):
1 — цилиндр; 2 — шток; 3 шарик; 4 — .дистанционное кольцо; 5 — пружина; 6 — плавающий поршень; 7 —
контровка; 8 — ушко цилиндра; 9. 16, 18 — гайки; 10 — ниппель; 11 — алюминиевая шайба; 12, 13, 19 — уплотни-
тельные кольца; 14 — прокладка; 15 вильчатый болт; 17 — шайба; 20 — контровочный винт; 21 — колпачок; 22 — штифт
си в конце уборки утопит шток согласующего клапана и откро-
ет его шариковый клапан.
Согласующие клапаны крепятся к нервюрам № 6 в нишах ос-
новных стоек шасси.
Аварийные переключатели (рис. 49) предназначены
для обеспечения подачи давления жидкости в линию выпуска шас-
си при их аварийном выпуске.
Рис. 48. Согласующий клапан:
I — корпус; 2 — шарик; 3—пружина; 4—1 плунжер;5—пружина; 6—регулировочный винт
• Аварийный переключатель состоит из корпуса, золотникового
двухстороннего клапана и пружины.
При работе основной гидравлической системы золотниковый
клапан перекрывает аварийную сеть. При аварийном выпуске шас-
си золотниковый клапан отключает основную систему. Установ-
лены аварийные переключатели в нишах стоек шасси.
Обратные клапаны (рис. 50) служат для перепуска жид-
кости в одном направлении. Обратный клапан состоит из корпуса,
шарикового клапана и пружины. Установлены в нишах стоек шас-
си.
Односторонние гидрозамки (рис. 51) предназначены
для запирания столба жидкости в определенном участке гидрав-
лической системы с целью исключения самопроизвольного склады-
вания стоек шасси.
Рис. 49.Аварийный переключатель:
1 — корпуса
2 — поршень; 3 — штуцер; 4 ~~ пружина; 5, 6 —
ниппель; 8 — контровка; 9 — предохранительные
алюминиевая шайба;
колпачки
Рис. 50. Обратный клапан:
1 — корпус; 2 — направляющая; 3 — пробка: 4 - пежина: 5. 7 - алюминиевые кольца;
6 — шарик; 8, 9 - контровка; 10 — ниппели; Ц — предохранительные колпачки
Гидрозамок состоит из .корпуса, крышки, золотникового кла-
пана с пружиной, поршня и пружины поршня. На гидрозамке име-
ются три штуцера: входной, боковой и выходной, размещенные на
крышке, и штуцер на корпусе — для подвода давления на от-
крытие гидрозамка.
Гидрозамки установлены в линии уборки шасси. Через боковой
.штуцер жидкость, преодолев усилие пружины клапана, открывает
его и проходит через выходной штуцер в линию выпуска шасси.
При падении давления на входе или прекращении подачи жид-
кости клапан под действием своей пружины закрывается и запи-
рает столб жидкости между поршнем гидравлического цилиндра
основной стойки шасси и клапаном, не давая возможности «сло-
житься» основной стойке шасси.
Для обеспечения перепуска жидкости в обратном направлении
необходимо к штуцеру на корпусе подвести давление не менее
20 кг/см2. При этом поршень, преодолевая сопротивление обеих
пружин, откроет клапан.
Цилиндры открытия механических замков
(рис. 52) предназначены для открытия механического замка выпу-
щенного положения передней стойки и для открытия механических
замков убранного положения основных стоек шасси.
Все три цилиндра одинаковы и состоят из гильзы и поршня, вы-
полненного за одно целое со штоком.
Рис. 51. Односторонний гидрозамок:
I — корпус; 2 ** штуцер; 3 *— седло; 4 — конус; 5 — поршень; 6, 7 *- пружины; 8, 9 —•
уплотнительные кольца
Цилиндр открытия механического замка передней стойки шас-
си установлен на шпангоуте № 3 и закреплен на обойме механи-
ческого замка.
Цилиндры открытия механических замков основных стоек шас-
си установлены в нишах рядом с механическими замками.
Дроссели (рис. 53) служат для поглощения пульсации дав-
ления потока рабочей жидкости и для обеспечения определенной
скорости уборки и выпуска шасси.
Дроссель состоит из корпуса с двумя крышками и дросселиру-
ющих пластинок с несоосно расположенными отверстиями малого1
диаметра.
Цилиндр автоматического торможения колес
(рис. 54) служит для автоматического торможения колес при убор-
Рнс. 52. Цнлнндр открытия механических замков:
1 — цилиндр: 2 — поршень; 3 крышка; 4 контровочный виит; б, 6 — уп«
лотннтельиые кольца: 7 — уплотнительная прокладка
Рис. 53. Дроссель:
1. 2 штуцеры: 3 — пластинки; 4 — фильтр; б — распорные
кольца; 6 — уплотнительный конус? 7 — контровка
Рис. 54. Цилиндр автоматического торможения колеса
1 — корпус; 2 — штуцер; 3 — шток; 4 пружина; б — регулировочный винт
/
ке шасси. Подключен к линии уборки шасси. Состоит из цилиндра
с крышкой; поршня со штоком, в который ввернут регулировочный
наконечник, и возвратной пружины.
При уборке шасси рабочая жидкость действует на поршень и
выдвигает его. Шток поршня при этом надавливает на клапан
ПУ-7 системы торможения, и колеса затормаживаются. Регулиро-
вочным наконечником регулируется величина давления торможе-
ния колес.
При прекращении подачи рабочей жидкости на уборку шасси
прекращается подача жидкости* к цилиндру торможения, и возврат- •
пая пружина убирает шток — колеса растормаживаются.
* Работа гидравлической сети шасси
*
Управление гидравлической сетью шасси осуществляется при
помощи кнопок, расположенных на щитках управления шасси в
передней и задней кабинах на левой стороне приборных досок.
На самолетах Л-29 с 16-й серии на левой неоткиднон части
приборной доски задней кабины установлен выключатель, с по-
мощью которого может быть отключено управление выпуском и
уборкой шасси из передней кабины.
Уборка шасси
Для уборки шасси необходимо (при работающем двигателе
или подключенном наземном гидронасосе) нажать верхнюю кнопку
на щитке управления шасси в кабине, предварительно открыв пре-
S; дохранительный колпачок. При этом замыкается цепь электромаг-
I нита крана шасси, кнопка удерживается в утопленном положении,
J золотник крана шасси перемещается и пропускает рабочую жид-
кость из основной сети в линию уборки шасси. Жидкость огкрыва-
J ет односторонние гидрозамки и одновременно через дроссели пос-
тупает в гидравлические цилиндры основных стоек шасси, открыва-
ет шариковые замки и выдвигает штоки гидравлических цилинд-
ров. Основные стойки шасси убираются. Манометр отмечает дав-
ление до 100 кг/см2.
К концу уборки основные стойки нажимают на штоки согласу-
ющих клапанов и открывают их. Жидкость через согласующие
клапаны поступает в гидравлические цилиндры щитков колес, п
щитки закрываются.
Выдавливаемая из гидроцилиндров основных стоек жидкость
через гидрозамки, обратные клапаны, аварийные переключатели
• и кран шасси сливается в гидробачок. Из гидроцилиндров щитков
колес жидкость сливается по этому же пути.
Одновременно жидкость движется и к передней стойке шасси,
где в первую очередь поступает в цилиндр открытия механическо-
го замка, выдвигает его шток и открывает механический замок вы-
пущенного положения передней стойки. Затем через дроссель
жидкость поступает в гидроцилиндр и убирает стойку шасси. Вы-
давливаемая из гидроцилиндра жидкость через аварийный пере-
ключатель и кран шасси сливается в бачок.
После уборки каждой стойки шасси и срабатывания замка ее
убранного положения замыкается соответствующий концевой вы-
ключатель и загорается красная лампочка сигнализации положе-
ния стойки. Через 4 сек после уборки всех трех стоек электромаг-
нит крана шасси обесточивается, золотник возвращается в среднее
положение, прекращается подача жидкости в сеть шасси, кнопка
уборки шасси возвращается в исходное положение, а манометр от-
мечает давление не выше кг/см2.
Общая продолжительность уборки шасси около 9 сек. В элек-
тросхеме управления шасси установлено временное реле ВМ-2, ко-
торое в течение 4 сек после срабатывания всех трех концевых
выключателей шасси подает питание на электромагнит крана
шасси.
При уборке шасси подается давление в цилиндр автоматичес-
кого торможения и осуществляется затормаживание основных ко-
лес шасси.
Выпуск шасси
Для выпуска шасси необходимо нажать нижнюю кнопку на
щитке управления шасси. При этом замыкается сеть электромаг-
нита крана шасси, кнопка удерживается в утопленном положении,
золотник крана шасси перемещается и пропускает жидкость из ос-'
новной сети в линию выпуска шасси.
Жидкость через аварийный переключатель поступает в цилинд-
ры открытия механических замков. Вначале открываются замки
убранного положения щитков основных колес, а затем замки уб-
раного положения основных стоек шасси.
Пройдя цилиндры открытия механических замков, жидкость
поступает одновременно в гидроцилиндры щитков основных колес
и через гидрозамки — в гидроцилиндры основных стоек шасси.
Давление в системе возрастает до 100 кг/см2. Щитки основных ко-
лес и основные стойки выпускаются. Из гидроцилиндров основных
стоек жидкость сливается в гидробачок через дроссели и кран
шасси, а’из гидроцилиндров щитков колес — через согласую-
щие клапаны и кран шасси.
В гидроцилиндр передней стойки жидкость поступает через ава-
рийный переключатель. Под действием давления жидкости шари-
ковый замок убранного положения передней стойки открывается
й происходит ее выпуск. Из гидроцилиндра жидкость через дрос-
сель, обратный клапан, дроссель и кран шасси сливается в гидро-
бачок.
При закрытии замков выпущенного положения стоек шасси
срабатывают концевые выключатели и загораются зеленые лам-
почки на указателе положения шасси.
Через 4 сек после закрытия всех трех замков выпущенного по-
ложения стоек срабатывает реле времени ВМ-2, электромагнит
крана шасси обесточивается, золотник занимает среднее положе-
ние и прекращается подача жидкости в сеть шасси. Кнопка вы-
пуска шасси возвращается в исходное положение. Манометр отме-
чает давление в системе не выше 12 кг/см2.
Гидравлическая сеть закрылков (рис. 55) предназначена для
уборки и выпуска закрылков. Нажатием на кнопки, расположен-
ные на щитках управления закрылками на левых пульпах в обеих
кабинах, закрылки можно переместить в любое из трех положений:
«убраны»; «выпущены на 15е» (взлетное положение); «выпущены
на 30°» (посадочное положение).
В каждом из этих положений закрылки фиксируются при по-
мощи двухсторонних гидравлических замков.
Сеть закрылков включает следующие агрегаты:
— гидроцилиндры закрылков;
— реверсивный распределитель (порционер);
— двухсторонние гидрозамки;
— аварийные переключатели;
— обратный клапан с демпфированием.
Гидроцилиндры закрылков (рис. 56) предназначены
для уборки и выпуска закрылков. Гидроцилиндр представляет со-
бой цилиндр, в котором перемещается поршень со штоком. С од-
ной стороны на цилиндр наворачивается крышка с проушиной, при
помощи которой цилиндр крепится к 8-й нервюре центроплана. С
другой стороны в цилиндре при помощи накидной гайки крепится
уплотнительный сальник.
Рис. 55. Гидравлическая сеть закрылков:
1 — электрогидрокран (кран закрылков); 2 рабочий,цилиндр; 3 —
реверсивный порционер; 4 — гидрозамок; б — обратный клапан; 6 —
переключающий клапан; 7 ~~~ односторонний гидрозамок
В торец штока вворачивается зубчатая рейка, которая находит*
ся в зацеплении с зубчатым сегментом управления закрылками,
Реверсивный распределитель (порционер)
(рис. 57) предназначен для обеспечения синхронности отклонения
закрылков при уборке и выпуске. «
Порционер делит поступающую жидкость на два, равных по-
тока, направляет эти потоки в гидроцилиндры при уборке зак-
рылков и пропускает равные количества жидкости из гидроцилинд-
ров при выпуске закрылков независимо от величины нагрузки, дей-
ствующей на каждый из них.
Порционер состоит из дроссельного механизма, золотниковой
пары и обратных клапанов, размещенных в общем корпусе.
7* сю
13 11 12 10 2 Г 3 5 6 9
Рис. 56. Гидроцилиндр закрылков.
1 — шток; 2 — крышка; 3 цилиндр; 4 — сальник; 5 — накидная гайка; 6 — упорные кулачки;
кольца; 9 — контровочный винт; 10 — ниппель; И — уплотннтельнан шайба; 12 — предохранительный
контровка; 14, 15, 16, 17 — резиновые уплотнительные кольца; 18 — войлочное кольцо
7, 8 — стальные
колпачок; 13 —
Рис. 57. Реверсивный порционер:
| — корпус; 2 — штуцер; 3, 6, 11, 13 —• пружины; 4. 8 — втулки; 5 плунжер; 7 поршень; 9 упор; 10 шарик; 12
шарик клапана обратного хода; 14 — штуцер
Принцип деления жидкости при прямом ходе (от насоса в сис-
тему) состоит в том, что при некотором общем ее расходе через
порционер дроссельный механизм открывает равные дроссельные
сечения, в силу чего сопротивления обеих ветвей равны между со-
бой и общий расход жидкости распределяется поровну в каждую
ветвь.
Так как при равных расходах равны и потери давления в каж-
дой ветви, то и давление на золотнике обеих сторон будет одинако-
вым.
Если противодавление от одного из закрылков, например, от
подключенного к правой ветви порционера, уменьшится, то рас-
ход жидкости в этой ветви увеличится, увеличатся также и поте-
ри давления.
В результате увеличения потерь давления в правой ветви дав-
ление на золотник с правой стороны уменьшится, золотник пере-
местится вправо, прикроет окна правой стороны гильзы и умень-
шит расход жидкости.
Перемещение золотника будет происходить до тех пор, пока
давление на золотник справа станет равным давлению слева, а
это возможно лишь при равенстве расходов.
В случае неточного деления потока порционером или неболь-
шой разницы рабочих объемов гидроцилиндров поршень одного
из них, например, левого, может дойти до своего крайнего поло-
жения несколько раньше другого (правого). В этом случае, вслед-
ствие прекращения движения жидкости в левой ветви, возрастает
давление до величины давления на входе в порционер. Золот-
ник резко сместится и перекроет подачу жидкости в правый гид-
роцилиндр.
Чтобы при таком положении золотника поршень правого гид-
.роцилиндра дошел до крайнего, положения, в гильзе золотника
имеются специальные «отверстия дожима», через которые прохо-
дит жидкость и медленно дожимается отставший поршень.
Процесс деления потока при обратном ходе поршня аналоги-
чен процессу при прямом ходе.
Порционер установлен в линии уборки закрылков для того,
чтобы обеспечить синхронный выход закрылков при их аварийном
выпуске. При малых расходах жидкости (менее 0,6 л в мин) ра-
бота порционера нарушается и порционер не обеспечивает син-
хронный выпуск (уборку) закрылков. Если при неоконченном
цикле уборки (выпуска). шасси включить кран управления зак-
рылками, то через него пойдет малое количество жидкости и воз-
можен несинхронный выпуск (уборка) закрылков.
С целью исключения возможности управления закрылками
при неоконченном цикле уборки (выпуска)' шасси введена элек-
трическая блокировка включения крана управления закрылками.
Двухсторонние гидр.озамки (рис. 58) служат для
фиксации штока рабочих цилиндров закрылков в любом положе-
нии в направлении выпуска и уборки.
10 5
Рис. 58. Двусторонний гидрозамок:
1 — корпус; 2 — поршень; 3 — пружина; 4 — клапаны; 5 — предохранительный колпачок; 6 контровка; 7, 8 — уплот-
нительные шайбы; 9 — уплотнительное кольцо; 10 — ниппель
Гидрозамок состоит из двух одинаковых половин. Его основны-
ми частями являются: корпус со штуцерами; поршень с резиновым *
уплотнительным кольцом; пружины, удерживающие поршень в
среднем положении; клапаны, прижимаемые к седлу пружинами;
предохранительные клапаны, состоящие из шарика, направляющей
и пружины.
Через боковые штуцеры к гидрозамку подводится рабочая жид-
кость. Через центральные штуцеры гидрозамок сообщается с гид-
роцилиндром закрылков (с полостью уборки и полостью выпуска).
При подаче рабочей жидкости на уборку или выпуск закрылков
открывается соответствующий клапан гидрозамка и жидкость пос-
тупает в гидроцилиндр закрылков.
Одновременно под давлением жидкости перемещается, ио в
противоположную сторону, поршень, который открывает клапан
второй половины гидрозамка, обеспечивая слив выдавливаемой из
гидроцилиндра жидкости.
При прекращении подачи жидкости поршень займет среднее по-
ложение, и клапаны в обеих половинах гидрозамка под действием
пружин закроются. Жидкость в участках между центральными
штуцерами и поршнем гйдроцилндра закрылков запирается, фик-
сируя положение поршня гидроцилиндра, а значит, и закрылков.
При повышении температуры окружающей среды давление за-
пертой гидрозамком жидкости возрастает. Для предупреждения
разрушения трубопроводов при повышении давления свыше 140±
5 кг/см2 открывается предохранительный шариковый клапан и
стравливает опасное давление.
Аварийные переключатели по назначению и конст-
рукции аналогичны аварийным переключателям системы шасси.
Обратный кдапай с демпфированием (рис. 59)
служит для обеспечения уборки и выпуска закрылков с определен-
ной скоростью.
Состоит из корпуса, в котором размещены клапан с дроссель-
ным отверстием и демпфирующая прокладка с отверстием. Меж-
ду клапаном и демпфирующей прокладкой установлена пружина.
' Рис. 59. Обратный клапан с демпфированием:
1 •— корпус; 2 — пробка; —' клапан; 4 •—1 дросселирующая проклад-
ка; б — пружина; 6 —> уплотнительное кольцо; 7 — контровка
Обратный клапан с демпфированием пропускает и дросселиру-
ет рабочую жидкость в двух направлениях, но в разной степени
за счет разных по диаметру отверстий в клапане и демпфирующей
прокладке.
Работа гидравлической сети закрылков
Управление гидравлической сетью закрылков осуществляется
при помощи кнопок, расположенных на левых панелях в передней и
задней кабинах. На самолетах с 15-й серии введена электрическая
блокировка, исключающая возможность одновременного управле-
ния закрылками из обеих кабин.
Для выпуска закрылков на 15 или 30° необоходимо
нажать на соответствующую кнопку на щитке управления'закрыл-
ками.
Кнопка удерживается в утопленном положении, и замыкается
цепь электромагнита крана закрылков. Золотник крана перемеща-
ется и перепускает жидкость через аварийные переключатели и
двухсторонние гидрозамки в гидроцилиндры закрылков. Закрыл-
ки выпускаются. Из гидроцилиндров жидкость выдавливается че-
рез двухсторонние гидрозамки, реверсивный порционер, обратный
клапан с демпфированием и кран закрылков в гидробачок. Мано-
метр показывает давление не более 35 кг/см2.
При выходе штоков гидроцилиндров в положение, соответству-
ющее выпуску закрылков на 15 или 30° (в зависимости от утоплен-
ной кнопки) срабатывают концевые выключатели, электромагнит
крана закрылков обесточивается, золотник занимает среднее поло-
жение, прекращается подача жидкости в сеть закрылков, кнопка
выпуска закрылков возвращается в исходное положение.
На щитке управления закрылками загорается лампочка сигна-
лизации положения закрылков:
— оранжевая при выпуске закрылков на 15°;
— зеленая при выпуске закрылков на 30°.
Манометр показывает давление не выше 12 кг/см2.
Общая продолжительность цикла выпуска закрылков на 15° —
2,5 сек, на 30°«— 3 сек.
Для уборки закрылков необходимо нажать на конопку
уборки закрылков. Кнопка удерживается в утопленном положении,
' замыкая сеть электромагнита крана закрылков. Золотник крана
перемещается и перепускает жидкость через обратный клапан с
демпфированием, реверсивный распределитель и двухсторонние
гидрозамки в гидроцилиндры закрылков.
Закрылки убираются. Выдавливаемая из гидроцилиндров жид-
кость сливается в гидробачок через двухсторонние гидрозамки,
аварийные переключатели и кран закрылков.
Давление в гидросистеме во время уборки закрылков не более
60 кг/см2.
В убранном положении закрылков срабатывает концевой вык-
лючатель, электромагнит крана закрылков обесточивается, золот-
ник занимает среднее положение, прекращается подача жидкости
в сеть закрылков и кнопка уборки закрылков возвращается в ис-
ходное положение. На щитке управления закрылками загорается
красная лампочка сигнализации положения закрылков. Манометр
показывает давление не более 12 кг/см2. Общая продолжительность
цикла уборки закрылков 2 сек из положения «выпущены на 15°»
и 2,5 сек из положения «выпущены на 30°».
Гидравлическая сеть тормозных щитков (рис. 60) предназначе-
на для уборки и выпуска тормозных щитков. Управление тормоз-
ными щитками осуществляется из передней кабины при помощи
Рис. 60. Гидравлическая сеть воздушных тормозов:
1 — рабочий цилиндр; 2 — двусторонний гндрвзамок; 3 — реверсивный порционер;
4 — обратный клапан; б — двойные запорные краны; 6 — кран тормозных щитков
электрического перекидного переключателя, установленного на сек-
торе газа, и кнопки на ручке управления самолетом, из задней ка-
рбины — нажимного переключателя на секторе газа.
Агрегаты сети закрылков в основном расположены в хвосто-
вой части фюзеляжа. К ним относятся:
— гидроцилиндры тормозных щитков;
— реверсивный распределитель;
— обратный клапан с демпфированием;
— двухсторонние гидрозамки;
— двойные запорные клапаны (легкоразъемное соединение).
Гидроцилиндры тормозных щитков аналогичны
♦гидроцилиндрам закрылков и отличаются от них в основном раз-
мером.
Реверсивный распределитель, обратный кла-
пан с демпфированием, двухсторонние гидро-
замки аналогичны соответственно реверсивному распределите-
лю, обратному клапану с демпфированием и двухсторонним гид-
розамкам сети закрылков.
Двойные запорные клапаны (рис. 61) герметично
запирают концы трубопровода при его разъединении в случае от-
Рис. 61. Двойной запорный клапан: '
1 _ корпус; 2, 7 — уплотнительные кольца; 3 ~ седло; 4 — шарнк; 5,.13 — пру-
жины; 6 — клапан; 8 — предохранительный колпачок; 9 — контровка; 10 — седло
клапана; И — резиновое кольцо; 12 *— ниппель штуцера; 14 накидная гайка; 15 —-
прокладка
стыковки хвостовой, части фюзеляжа, благодаря чему исключается
появление воздушных пробок и потеря жидкости.
Двойной запорный клапан состоит из двух отдельных клапа-
нов (шарикового и тарельчатого), соединенных накидной гайкой в
один агрегат. В собранном виде двойной запорный клапан пропус-
кает рабочую жидкость в обоих направлениях. При отворачива-
нии накидной гайки проходные сечения двойного запорного кла-
пана герметично закрываются с одной стороны шариковым кла-
паном, с другой — тарельчатым клапаном.
Работа гидравлической сети тормозных щитков
Для выпуска тормозных щитко.в необходимо на-
жать кнопку на ручке управления .самолетом или переместить впе-
ред переключатель на РУД. При этом замыкается цепь электро-
магнита крана тормозных щитков, перемещается золотник крана,
и рабочая жидкость через двойной запорный клапан, обратный
клапан с демпфированием, порционер и двусторонние гидрозам-
ки поступает в гидроцилиндры тормозных щитков. Щитки выпу-
скаются.
Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость через двухсто-
ронние гидрозамки, двойной запорный клапан и кран щитков сли-
вается в гидробачок.
Давление рабочей жидкости в системе во время выпуска тор-
мозных щитков не более 40 кг/см2. Время выпуска тормозных
щитков около 3 сек.
В начале выпуска тормозных щитков загораются зеленые лам-
почки сигнализации положения щитков, которые находятся на ле-
вой стороне приборных досок в обеих кабинах.
Для уборки тормозных щитков необходимо пере-
местить назад переключатель на РУД или отпустить кнопку на
ручке управления самолетом (если она была нажата). При этом
срабатывает электрогидрокран тормозных щитков, и жидкость че-
рез двойной запорный клапан и двухсторонние гидрозамки посту-
пает в гидроцилиндры щитков.
Тормозные щитки убираются.
Рис. 62. Система поддавливаиия гидробачка!
1 —* гидробачок; 2 *— обратный клапан; 3 — редуктор; 4 ** фильтр; 5 предохрани-
тельный клапан
Выдавливаемая из гидроцилиндра жидкость через двухсторон-
ние гидрозамки, порционер, обратный клапан с демпфированием,
двойной запорный клапан и кран тормозных щитков сливается в
гидробачок.
Давление в сети во время уборки тормозных щитков не более
100 кг/см2. При полностью убранных тормозных щитках срабаты-
вает концевой выключатель, гаснет лампочка сигнализации, и кран
тормозных щитков автоматически переключается в нейтральное
положение. Манометр отмечает давление не выше 12 кг/см2.
Система поддавливания гидробачка (рис. 62) предназначена
для обеспечения надежной работы гидронасоса на больших высо-
тах. Подлавливание осуществляется посредством сжатого воздуха,
подводимого из компрессора двигателя.
/
Рис. 63. Редуктор РВ-07:
1 — корпус; 2 «— золотник; 3 — пружина; 4 — мембрана; 5 — пружина;
6 «— толкатель; 7 — регулировочный вннт
В систему поддавливаиия входят следующие агрегаты и детали;
— фильтр;
— редуктор низкого давления РВ-0,7;
— обратный клапан;
— предохранительный клапан.
Детали и агрегаты системы установлены на правом верхнем
подкосе рамы двигателя.
Фильтр предназначен для очистки от механических частиц
воздуха, поступающего из компрессора.
Фильтрующим элементом является металлическая сетка.
Редуктор низкого давления РВ-07 (рис. 63) служит,
для понижения давления воздуха, поступающего из компрессора,
от 1,8—4,3 кг/см2 до 0,7 кг/см2.
Рис. 64. Предохранительный клапан:
1 — корпус; 2 — крышка со штуцером; 3 золотник: 4 — упор; 5 — уплотнитель-
ная прокладка; 6 — пружина
Редуктор РВ-07 состоит из следующих деталей: клапана; пру-
жины клапана;, мембраны; пружины мембраны; толкателей.
Все детали установлены в одном корпусе.
Полость над мембраной .сообщается с выходным каналом ре-
дуктора. При отсутствии давления в гидробачке или при давлении
в гидробачке ниже 0,7 кг/см2 пружина отжимает мембрану, кото-
рая через толкатели открывает клапан. Воздух из компрессора при
открытом клапане редуктора поступает в гидробачок.
При повышении давления в гидробачке свыше 0,7 кг/см2 мем-
брана, сжимая пружину, прогибается, и клапан под действием сво-
ей пружины закрывается.
Обратный клапан, служит для предотвращения стравли-
вания давления воздуха из гидробачка в случае неисправности
системы поддавливаиия.
Предохранительный клапан (рис. 64) предназначен
для стравливания через дренаж избытка воздуха и рабочей жид-
кости при аварийном выпуске шасси и закрылков и для предохра-
нения гидрабачка от опасного повышения давления при неисправ-
ной работе РВ-07.' Клапан золотникового типа. Отрегулирован на
избыточное давление 1,5±0,3 кг/см2.
3. АВАРИЙНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
Система предназначена для аварийного выпуска Шасси и ава-
рийного выпуска закрылков на 30° (рис. 65). Подключена к основ*
ной сети перед электрогидрокранами через обратный клапан.
Аварийная система включает следующие агрегаты:
— гидравлические аккумуляторы;
— обратный клапан;
— аварийные краны шасси;
— аварийные краны закрылков;
; — краны стравливания;
— гидравлические манометры;
— переключающие клапаны типа односторонних гидрозамков.
* Гидравлические аккумуляторы (рис. 66) являются источником
гидравлической энергии аварийной системы. Оба гидроаккумулято*
ра установлены во второй кабине под полом.
Шарообразный корпус гидроаккумулятора изготовлен из лис-
товой термически обработанной стали. В нижнюю часть гидро-
аккумулятора ввернут штуцер. На противоположной стороне в
корпусе имеется горловина для установки резиновой мембраны, раз-
деляющей внутренний объем гидроаккумулятора на две камеры—
пневматическую и гидравлическую. Края мембраны прижимаются
к буртику горловины крышкой, которая притягивается гайкой. В
крышку ввернут зарядный клапан для зарядки пневматической ка*
меры гидроаккумулятора сжатым азотом. Зарядное давление азо-
та 50 кг/см2.
Обратный клапан установлен между основной сетью и
гидроаккумуляторами. Через обратный клапан осуществляется за-
рядка аккумуляторов рабочей жидкостью из основной сети. По
конструкции представляет собой шариковый клапан с пружиной.
Аварийные -краны шасси и закрылков (рис. 67)
размещены в обеих кабинах на правых пультах (в каждой каби-
не — аварийный кран шасси и аварийный кран закрылков). Слу-
жат для управления аварийным выпуском шасси и закрылков. По
конструкции они аналогичны. Аварийный кран состоит из стально-
го корпуса, в который запрессовано бронзовое кольцо, являющееся
седлом конусного клапана. Конусный клапан закреплен на стерж-
не, который вворачивается в корпус. На конце стержня насажен
маховичок.
При вращении маховичка по часовой стрелке стержень ввора*
чивается в корпус крана, и конусный клапан отключает гидроакку-
мулятор от сети (кран закрыт). При вращении маховичка против
•s /
Выпуск шасси
Рис. 65. Аварийная гидросистема:
1 — гидроаккумулятор; 2 — край; 3, 4, 5 — краны тормозных щитков; закрылков, шасси; б — аварийный кран шасси. 7 — аварийный
кран закрылков; 8 —. аварийные переключатели шасси; 9 — аварийные переключатели закрылков
Выпуск
закрылков
Г часовой стрелки кран открывается и сообщает гидроаккумуляторы
с сетью.
Краны стравливания (рис. 68) служат для стравливания
жидкости из аварийной системы после аварийного выпуска шасси
или закрылков. В закрытом положении полый нажимной винт при-
жимает шарик к седлу клапана.
Рис. 66. Гидроаккумулятор:
1 — крышка; 2 — гайка; 3 — уплотнительное кольцо; 4 — входной
штуцер; 5 —1 уплотнительное кольцо; 6 — ушко крепления; 7 — вннт;
8 — корпус; 9 — мембрана; 10 — зарядный клапан; 11 — прокладка;
12, 13 — контровка; 4 — штифт
При отворачивании нажимного винта шарик отходит от седла,
и жидкость через боковое отверстие и внутреннюю полость нажим-
ного винта сливается наружу. Краны стравливания системы шасси
и закрылков установлены в нише правой стойки шасси.
Гидравлические манометры МГ-160 предназначены
для контроля за давлением в аварийной системе. Установлены на
правых пультах в передней и задней кабинах самолета.
Рис. 67. Аварийный кран шасси и закрылков:
'! — корпус: 2 — стержень: 3 — конус; 4 -4 манжеты; 5 —< прижимное кольцо;
6 — опорное кольцо; 7 — сальник; 8 — маховик; 9 — гайка
Рис. 68. Клапан стравливания:
1 — гайка; 2 — седло клапана; 3 — иажимпой винт; 4 —< шарик
Переключающие клапаны сообщают линию уборки ос-
новной сети шасси (закрылков) с гидробачком при аварийном вы-
пуске шасси (закрылков). В качестве переключающих клапанов
используются односторонние гидрозамки.
На самолетах Л-29 с 23-й серии для стравливания давления из
аварийной.-магистрали шасси после аварийного их выпуска уста-
новлен стравливающий кран, ручка управления которым размеще-
на на вертикальной стенке левой панели.передней кабины.
Работа аварийной системы
•1
| При работе гидронасоса во время работы двигателя или при
J подключении наземного гидронасоса по мере нарастания давления
•!' в основной сети происходит зарядка гидроаккумуляторов жид-
t костью (если они не были заряжены) через обратный клапан ава*
рийной системы. При этом жидкость поступает в гидравлическую
Г полость гидроаккумулятора и, заполняя ее, через мембрану сжимает
: азот в воздушной полости гидроаккумулятора. Манометр фиксиру-
ет величину давления жидкости в гидравлической полости гидр о а к-
' кумулятора. Чтобы гидроаккумулятор зарядился полностью, необ-
ходимо создать давление в основной сети 100 кг/см2. Для этого не-
обходимо несколько раз выпустить и убрать тормозные щитки.
Аварийный выпуск шасси
Для аварийного выпуска шасси необходимо открыть (повер-
нуть маховик на два оборота влево)„аварийный кран в передней
или задней кабине.
Жидкость из гидравлической полости гидроаккумуляторов под
давлением азота, передаваемым через мембрану, поступает через
открытый аварийный кран шасси в аварийные переключатели сети
шасси, откуда тем же путем, что и при выпуске шасси от основной
сети, поступает в гидроцилиндры стоек шасси. Шасси выпускаются.
Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость сливается в гид-
робачок по тому же пути, что и при выпуске шасси от основной
сети.
Аварийный выпуск закрылков
Для аварийного выпуска закрылков необходимо открыть ава-
рийный кран закрылков в передней или задней кабине.
Рабочая жидкость из гидроаккумуляторов под давлением азо-
та поступает через открытый аварийный кран закрылков, аварий-
ные переключатели и двухсторонние гидрозамки в гидроцилиндры
закрылков. Закрылки выпускаются.
Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость сливается' в гид-
робачок тем же путем, что и при выпуске закрылков от основной
сети.
Аварийный выпуск шасси (закрылков) при
неисправном электрогидрокране шасси (за-
крылков).
В случае неисправности электрогидрокрана шасси, когда его
золотник все время остается в положении «на уборку», линия
уборки шасси будет находиться под давлением жидкости.
Чтобы аварийно выпустить шасси, к линии уборки шасси под-
ключается переключающий клапан типа одностороннего гпдрозам-
ка. Давление жидкости аварийной системы открывает переключа-
ющий клапан, который сообщает линию уборки шасси с линией
слива в гидробачок.
Аналогичный переключающий клапан установлен и в сети за-
крылков.
При уборке и выпуске закрылков и тормозных щитков в линии
слива жидкости в гидробачок повышается давление. Это давление
через переключающий клапан передается в линию уборки шасси, и
возможно самопроизвольное открытие механического замка выпу-
щенного положения передней стойки шасси. С целью исключения
этого явления между переключающим клапаном и краном шасси
установлен обратный клапан.
4. ПОРЯДОК ПРОВЕРКИ ГИДРОСИСТЕМЫ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ.
КОНТРОЛЬ ЗА РАБОТОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ В ПОЛЕТЕ
После посадки в кабину самолета летчик проверяет по мано-
метру давление в аварийной гидросистеме, которое должно быть
не менее 100 кг/см2. При отсутствии давления необходимо после
запуска двигателя на оборотах 65% произвести несколько выпус-
ков и уборок воздушных тормозных щитков с тем, чтобы пол-
ностью зарядить гидроаккумуляторы до давления 100 кг/см2. Вы-
лет при отсутствии давления в аварийной системе запрещен. В
процессе эксплуатации возможно повышение давления в аварийной
гидросистеме до 130 кг/см2.
После запуска двигателя и последующего его прогрева на обо-
ротах 65% производится проверка работы гидравлической системы
путем выпуска и уборки закрылков и тормозных щитков.
С целью проверки выпуска закрылков во взлетное положение
(на 15°) нажимается кнопк‘а выпуска закрылков во взлетное по-
ложение, при этом должна погаснуть контрольная лампочка крас-
ного цвета на левом пульте.
В процессе выпуска закрылков манометр основной системы дол-
жен показывать давление не более 35 кг/см2, а после выпуска —
не более 15 кг/см2. После выпуска закрылков на 15° на левом
пульте загорается контрольная лампочка оранжевого цвета, меха-
нический указатель должен выйти в первое положение, а кнопка
выпуска стать в исходное положение.
Для уборки закрылков необходимо нажать кнопку уборки зак-
рылков, при этом контрольная лампочка оранжевого цвета погас-
нет, а манометр основной гидросистемы должен показывать дав-
ление не более 65 кг/см2. ‘
После уборки закрылков на левом пульте загорается красная
сигнальная лампочка, механический указатель утапливается
внутрь крыла, а кнопка уборки становится в исходное положение.
Проверка выпуска закрылков в посадочное положение (на 30°)
производится путем нажатия на кнопку выпуска закрылков в по-
садочное положение. При этом на левом пульте должна загореться
зеленая сигнальная лампочка, а механический указатель на ле-
ром крыле выйти во второе положение.
После проверки системы закрылки необходимо убрать и убе-
диться в их полной уборке по электрической и механической сиг-
нализации.
Для проверки работы системы выпуска и уборки тормозных
щитков 'требуется сначала поставить расположенный на РУД пе-
/ рекидной переключатель тормозных щитков в положение «Откры-
тие».
При выпуске тормозных щитков должна загореться сигнальная
лампочка зеленого цвета, а манометр основной гидросистемы дол-
жен показывать давление не более 45 кг/см2.
Уборка тормозных щитков производится постановкой переклю-
чателя на РУД в положение «Убрано», при этом в процессе уборки
щитков давление в основной гидросистеме не должно превышать
100 кг/см2.
После уборки тормозных щитков сигнальная лампочка зеленого
цвета должна погаснуть. Для уборки и выпуска тормозных щит-
ков при помощи нажимной кнопки на ручке управления самолетом
в передней кабине необходимо перекидной переключатель на РУД
поставить в положение «Убрано». При нажатии на кнопку щитки
выпустятся и должна загореться зеленая лампочка.
После освобождения кнопки щитки возвращаются в положение
«Убрано», зеленая лампочка гаснет, а манометр основной гидро-
системы должен показывать давление не более 12 кг/см2.
В полете контроль за исправностью гидросистемы осуществля-
ется по давлению рабочей жидкости в основной и аварийной систе-
мах, которое фиксируется манометрами, расположенными на пра-
вых панелях обеих кабин.
НЕИСПРАВНОСТИ ГИДРОСИСТЕМЫ, ВОЗНИКАЮЩИЕ В ХОДЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ, СПОСОБЫ ИХ УСТРАНЕНИЯ
При эксплуатации гидросистемы требуется повышенное внима-
ние. Это объясняется относительной сложностью ее агрегатов,
быстрым износом ее уплотняющих элементов в связи с их работой
при высоких давлениях рабочей жидкости и т. д.
В процессе эксплуатации встречаются следующие, наиболее ха-
рактерные неисправности гидросистемы.
Коррозия трубопроводов ,и агрегатов гидро-
системы. Наиболее подвержены коррозии ниппельные соедине-
ния трубопроводов, внутренние полости гидробачков и других де-
талей, где имеются механические повреждения защитного покры-
тия.
Нарушение герметичности системы. Признаком
внешней негерметичности системы является течь гидросмеси через
манжетные уплотнения гидроцилиндров и соединения трубопрово-
дов и агрегатов гидросистемы. Эта неисправность обнаруживается
при осмотрах системы по подтекам рабочей жидкости на деталях
системы и по ее уровню в гидробачке. При осмотрах и в процессе
эксплуатации необходимо осуществлять систематический контроль
за герметичностью агрегатов и соединений. При обнаружении не-
герметичности необходимо произвести замену уплотнений или гех,
гидроагрегатов, где наблюдается течь.
Внутренняя негерметичность является следствием
выработки седел, усадки пружин или заедания поршней и штоков '
обратных, согласующих и запорных клапанов, гидрозамков и дру-
гих агрегатов гидравлической системы. При обнаружении внутрен-
ней негерметичности необходимо произвести замену неисправного
агрегата.
Течь масла АМГ-10 из-под наконечников шлангов уборки
и выпуска передней стойки шасси. Разрушение шлангов происхо^
дит .вследствие попадания на них электролита, выливающегося из
аккумулятора при его кипении. С целью предупреждения дефекта*
на самолетах Л-29 с 31-й серии производится защита шлангов.
Гидронасос создает в системе давление меньше
требуемого по ТУ. Дефект является следствием внутренней негер-
метичности насоса.
Перегрев и выход из строя гидронасоса. Не-
исправность является, как правило, следствием работы насоса при
недостаточном количестве рабочей жидкости в системе; может про-
изойти перегрев и заклинение насоса. С целью предупреждения
подобных отказов необходимо строго соблюдать правила заправки
системы и регулярно проверять уровень АМГ-10 (рабочей жидко-
сти) в гидробацке.
Несинхронный выпуск и уборка щитков-зак-
рылков и тормозных щитков. Неисправность являет-
ся следствием попадания твердых частиц в систему при ее зап-
равке и во время выполнения на ней работ.
С целью своевременного выявления и предупреждения этих и
других дефектов гидросистема подвергается осмотрам и провер-
кам при всех видах подготовки самолета к полету: предваритель-
ной, предполетной, подготовке к повторному полету, а также при
выполнении регламентных работ.
При осмотрах системы проверяется:
— герметичность системы — нет ли течи из агрегатов и тру-
бопроводов, из-под манжет силовых цилиндров и в местах соеди-
нений трубопроводов между собой и с агрегатами;
— состояние дренажа системы — нет ли засорения его трубок;
— состояние и крепление агрегатов и трубопроводов;
— заправка гидросистемы маслом АМГ-10;
— зарядка азотом гидроаккумуляторов;
— чистота фильтров;
— величина подлавливания в гидробачке.
Содержание осмотров и регламентных работ изложено в «Еди-
ном регламенте технической эксплуатации самолета Л-29», а так-
же в инструкции по эксплуатации самолета.
ГЛАВА VII.
ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
ч
Г
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМЫ
На современных самолетах воздушная система применяется
для герметизации фонарей кабин и приведения в действие различ-
ных агрегатов и механизмов их сброса, для тормозных устройств.
Воздушная система по сравнению с гидросистемой имеет ряд
преимуществ, благодаря которым она находит широкое примене-
ние. Основными преимуществами воздушной системы являются:
меньший по сравнению с другими системами вес ее агрегатов; ис-
пользуемый в 'качестве рабочего тела воздух является самым дос-
тупным материалом; пожарная безопасность; возможность произ- _
водить опробование и приведение в действие различных приводов
и устройств самолета на земле при неработающих двигателях.
К недостаткам воздушной системы, ограничивающим ее приме- *
нение, относятся: трудности осуществления уплотнений; большая
скорость перемещения движущихся частей агрегатов, что требу-
ет применения специальных демпфирующих устройстр; подвержен-
ность внутренних поверхностей цилиндров и агрегатов коррозион-
ному поражению из-за наличия паров воды в воздухе, а в зимнее
время — закупорке системы из-за замерзания конденсата.
Воздушная система самолета Л-29 предназначена для обеспе-
чения:
— торможения колес основного шасси;
— герметизации откидной и сдвижной частей фонаря;
— аварийного сброса фонаря;
— блокировки катапультирования.
Запас сжатого воздуха системы находится в двух 4-литровых
баллонах (основные баллоны). Кроме этого, имеются 3 баллона
сжатого воздуха емкостью 1,3 л каждый в сетях: аварийного тор-
можения колес и блокировки катапультирования; аварийного
сброса фонарей; герметизации сдвижного фонаря.
Основные баллоны заряжаются до давления НО—130 кг!см2.
Контроль зарядки осуществляется по манометрам, установленным
на правых пультах в обеих кабинах.
Баллоны емкостью 1,3 л заряжаются до давления 50 кг/слг2.
Наполнение их производится через обратные клапаны при зарядке
основных баллонов. Баллон системы герметизации сдвижного фо-
наря заряжается отдельно. Давление в баллонах контролируется
по манометрам на правом пульте в задней кабине.
Воздушная систем а ^самолета Л-29 (рис. 69) состоит из трех
отдельных систем, которые предназначены для обеспечения:
— торможения колес и герметизации передней кабины (основ-
ная система);
.— питания цилиндров сброса фонарей, блокировки сидений и
аварийного торможения колес (аварийная система);
— герметизации сдвижной части фонаря (автономная система
герметизации).
2. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ОСНОВНОЙ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ
В зависимости от назначения основную воздушную систему ус*
ловно можно разделить на три участка;
— сеть источников сжатого воздуха;
— основную сеть торможения колес;
— сеть герметизации откидной части фонаря.
Сеть источников сжатого воздуха (рис. 70) включает ряд аг-
регатов и деталей.
Бортовой зарядный штуцер — для присоединения
шланга от аэродромного баллона при зарядке системы. Располо-
жен на левом борту носовой части фюзеляжа.
Фильтр (рис. 71) для очистки воздуха, поступающего в сис-
тему при зарядке. Установлен на трубопроводе непосредственно за
бортовым зарядным штуцером. Состоит из. корпуса с крышкой и
Рис. 70. Сеть источников сжатого
воздуха:
1 бортовой зарядный штуцер; 2 —
фильтр; 3 кран наполнеиня кабины;
4 — обратный клапан; 5 — баллоны сжа-
того воздуха; 6 —* стравливающий кла-
пан; 7 — манометры; 8 — редуктор
РВ-50
фильтрующего элемента — на-
бора фетровых и сетчатых
шайб.
Обратный клапан, ко-
торый препятствует утечке воз-
духа из системы через заряд-
ный штуцер. Состоит из корпу-
са с крышкой, в котором нахо-
дится шарик с пружиной.
Два баллона сжато-
го воздуха, являющиеся
емкостями для сжатого возду-
ха на борту самолета. Емкость
каждого баллона 4 л. Установ-
лены баллоны в нише передней
стойки шасси с левой стороны.
Стравливающий
кран — для безопасного
стравливания сжатого воздуха
из системы при выполнении
монтажных работ. Кран уста-
новлен в носовой части фюзе-
ляжа под передним люком.
Манометры МВ-250, по-
казывающие давление воздуха
в основных баллонах. Установ-
лены на правых пультах в
обеих кабинах.
Кран наполнения ка-
бин ы, который используется
для наполнения кабины сжатым
воздухом при проверке ее на гер-
метичность. Установлен на левом
пульте передней кабйны.
Редуктор РВ-50 (рис. 72),
понижающий давление воздуха,
поступающего к потребителям от
баллонов до 50 кг1см2. Установ-
лен за сиденьем летчика в пе-
редней кабине, с правой сторо-
ны.
Устройство и работа редукто-
ра РВ-50М аналогичны устрой-
ству и работе редуктора РВ-07.
Сеть торможения колес шасси
(рис. 73) предназначена для
обеспечения торможения основ-
ных колес шасси и включает в
себя следующие детали и агрега-
ты: клапан ПУ-7, дифференциал
ПУ"8, двухстрелочные манометры
МВ-12 и аварийные переключа-
тели.
Клапан ПУ-7 (рис. 74) слу-
жит для включения тормозов и
понижения давления воздуха с
50 кг!см2 до давления в пределах
от 0 до 8 кг!см2. Состоит из кор-
пуса с двумя штуцерами, в ко-
тором размещены толкач, чулоч-
ная мембрана, поршень, редук-
ционная пружина, два клапана
впуска — большой и малый и
два клапана выпуска — боль-
шой и малый.
Приводится в действие посред-
ством рычага, установленного на
ручке управления самолетом.
При ненажатом рычаге управ-
ления тормозами доступ воздуха
в тормозную систему закрыт
большим и малым клапанами
Рис. 71. Воздушный фильтр:
I корпус; 2 — крышка; 3 — втулка;.
4 — шайба; 5 — фильтрующие сетки;
6 — фетровые прокладки; 7 — резиновая
прокладка; 8 — виит
впуска, а через открытые большой и малый клапаны выпуска тор-
мозная система колес сообщается с атмосферой.
Для затормаживания колес летчику необходимо нажать на ры-
чаг управления тормозами.
Рис 72. Редуктор РВ-50:
1 — корпус; 2, 3 —; штуцеры; 4 — предохранительный клапан; 5 — золотник; 6 — пружи-
на; 7 — гайка; 8 — крышка; 9 — мембрана; 10 — нажимная шайба; 11 — пружина; 12 —
регулировочная головка; 13 — толкатель; 14 — шайба толкателя
Движение от рычага управления тормозами через тросовую
проводку и нажимной рычаг передается на толкач клапана ПУ-7,
который через редукционную пружину переместит поршень вниз.
При этом последовательно закроются большой, а затем малый
клапаны выпуска.
При дальнейшем движении пор-
шня вниз открывается малый клапан
впуска, закрепленный на одном што-
ке с малым клапаном выпуска. Сжа-
тый воздух из сети начнет поступать
в тормозную систему.
При открытии малого клапана
впуска резко падает давление под
большим клапаном впуска, и он от-
крывается, ускоряя процесс затор-
маживания.
Давление за ПУ-7 будет .повы-
шаться до тех пор, пока сила давле-
ния .воздуха на поршень не станет
равной силе сжатия редукционной
пружины. Как только силы давления
воздуха на поршень превысят уси-
лие со стороны редукционной пру-
жины, поршень переместится вверх,
и малый клапан впуска закроется.
При этом давление под большим
-8
отРВ— 50
клапаном впуска возрастет и он так- Рис 73 Сеть ТОрможения
же закроется. Подача воздуха в тор- шасси:
колес
мозную систему прекратится. i —
Давление в тормозной системе11^
зависит от силы сжатия редукцион- |
НОЙ ПруЖИНЫ, КОТОраЯ В СВОЮ ОЧе- кран
редь зависит от величины нажатия
клапан ПУ-7; 2 —• дифференциал
3 — двухстрелочные маномет-
4 — аварийные переключатели;
цилиндры управления тормозами;
переключающий клапан) 7 ®=i
аварийного торможения; 8 —
редуктор РВ-50/8
на рычаг управления тормозами.
Для растормаживания колес необходимо рычаг управления
тормозами отпустить. Толкач при этом освобождается. Поршень
под действием сжатого воздуха поднимается вверх. Клапаны
впуска закроются, прекратив подачу воздуха в тормозную систе-
му. При дальнейшем движении поршня вверх открывается малый,
а затем большой клапан выпуска, и воздух из тормозной системы
стравливается.
Малые клапаны впуска и выпуска обеспечивают плавное вклю-
чение ПУ-7 в работу, а большие клапаны — большие скорости за-
тормаживания и растормаживания.
Управление тормозами выполнено ступенчатым. К рычагу уп-
равления тормозами параллельно подсоединен редукционный ци-
линдр с пружиной, позволяющий летчику чувствовать по усилиям
режимы торможения.
На первой ступени торможения пружина редукционной тяги не
сжимается, и усилие, необходимое для нажатия на рычаг управле-
ния тормозами, невелико. На второй ступени торможения включа-
ется в работу пружина редукционного цилиндра, и усилие, необ-
ходимое для управления тормозами, возрастает.
Давление за клапаном ПУ-7 на первой ступени торможения со-
ставляет Он-5,5 кг!см\ на второй ступени — 5,5 -ь8 кг! см2.
Дифференциал ПУ-8 (рис. 75) предназначен для обеспе-
чения совместного или раздельного торможения колее. Состоит
из корпуса, двух поршней, двух чулочных мембран, двух впуск-
ных клапанов с пружинами. К дифференциалу относятся также
Рис. 74. Клапан ПУ-7:
il — корпус; 2 — толкач; 3 — поршень; 4 — клапан выпуска; 5 —* клапан; 6 седло
клапана; 7 — малый клапан выпуска; 8 — мембрана; 9 — штуцер подвода воздуха;
10 “ штуцер; 11 — пружина; 12 прокладка
коромысло и рычаг. Конец рычага дифференциала соединяется с
педалями при помощи пружинной редукционной тяги.
При нажатом рычаге управления тормозами и нейтральном по-
ложении педалей рычаг дифференциала .не нажимает на коромыс-
ло, и воздух, подводимый к дифференциалу от клапана ПУ-7, при-
жимает впускные клапаны к штокам поршней и перемещает порш-
6
Рис, 75. Дифференциал ПУ-8:
1 — корпус; 2 —< поршень; 3 •— мембрана; 4 — клапаны; 5 — коромысло; 6 — рычаг
ни до упора в коромысло. Через впускные клапаны воздух посту-
пает в камеры под поршнями, а оттуда — в тормоза обоих колес.
Камеры между собой не сообщаются.
При отклонении педалей более чем на 15° рычаг дифференци-
ала нажимает на коромысло, и один из поршней, освобождаясь
от давления со стороны коромысла, перемещается вверх. При этом
впускной клапан закрывает доступ воздуха в камеру под этим
поршнем, а сама камера через открытый теперь выходной канал
в поршне сообщается с атмосферой. Из тормоза колеса, соеди-
ненного с этой камерой, начинает стравливаться воздух, Его страв-
ливание будет происходить до тех пор, пока разность давлений в
камерах, действующих через поршни на* коромысло, не уравнове-
сится силой сжатия пружины редукционной тяги, после чего вы-
пускной канал поршня закроется.
4
Рис. 76. Полумонтажная схема ,герметизации кабин:
1 — зарядный штуцер; 2 — фильтр; 3 — обратный клапан; 4 — четырехлнтровый бал-
лон; 5 — кран; 6 — шланг, герметизации; 7 “ кран; 8 — манометр; 9 — редуктор; 10 —
редуктор; 11 — обратный клапан; 12 — телескопическая муфта; 13 — баллон сжатого
воздуха; 14, 16, 17, 18 — цилиндры сброса фонарей; 15 —- кран; 19 — предохранительный
клапан; 20 “ баллон сжатого воздуха; 21 — зарядный штуцер; 22 — манометр; 23 — об-
ратный клапан; 24 — шланг герметизации; 25 — манометр; 26 — предохранительный кла-
пан; 27 — баллон 1,3 л; 28 — кран; 29 — редуктор; 30 — обратный клапан; 31 — фильтр
Поскольку сила сжатия пружины редукционной тяги зависит
от угла отклонения педалей, то и разность давления в тормозах ко*
лес также зависит от этого угла. Таким образом, редукционная тя-
га обеспечивает различные тормозные моменты колес в зависимо-
сти от угла отклонения педалей.
Установлен дифференциал на полу задней кабины, впереди пе-
далей управления самолетом.
Двухстрелочные м а н о м ет р ы МВ-12 предназначены
для контроля давления в. тормозной системе колес шасси. Уста-
новлены на приборных досках в обеих кабинах.
Аварийные пере-
,к лю ч а те л и служат для
автоматического переключе-
ния тормозных цилиндров
колес на основную или ава-
рийную сеть. Аварийный пе-
реключатель состоит из кор-
пуса, крышки, бронзового
золотника с навулканизиро-
ванным резиновым уплотни-
телем на торцах и пружин.
Золотник клапана пе-
рекрывает доступ возду-
ха в аварийную сеть при
поступлении его от ПУ-7 и
перекрывает- Доступ воздуха
в основную сеть при аварий-
ном торможении колес.
Сеть герметизации откид-
ной части фонаря (рис. 76,
77) состоит из ряда агрега-
тов. Герметизация осуще-
ствляется при помощи рези-
нового шланга, проложен-
ного в желобке по перимет-
ру каркаса откидного фона-
ря. Шланг при поступлении
Рис. 77. Сеть герметизации откидной
части фонаря:
1 _ редуктор; 2 — обратный клапан; 3 —
кран герметизации фонаря, управляемый
рычагом питания; 4 — предохранительный
клапан; 5 — кран герметизации фонаря (от
рычага замков фонаря); 6 — телескопиче-
ская муфта; 7 — шланг герметизации
в него сжатого воздуха раз-
дувается и перекрывает щель между откидным фонарем и фюзе-
ляжем, обеспечивая герметизацию фонаря.
Давление воздуха в сети герметизации 2,9 ± 0,2 кг)см?. В сеть
входят следующие агрегаты.
Редуктор РВ-Зв-29, редуцирующий давление воздуха с 50
до 3 кг/см2, установлен в кабине на шпангоуте № 6.
Обратный клапан с дроссельным отверстием препятствут
утечке воздуха из шланга обратно в систему при повреждении по-
следней. Дроссельное отверстие в клапане не допускает быстро-
го наполнения шланга, чем предотвращается возможное его разру-
шение.
‘Кран герметизации золотникового типа, управляемый
ручкой, установленной на стенке правого пульта. Служит для пе-
репуска воздуха в шланг герметизации при открытии крана и со-
общения внутренней полости шланга с атмосферой при закрытии
крана.
Предохранительный клапан в случае нарушения ре-
гулировки редуктора РВ-Зв-29 предохраняет шланг герметизации
ст разрушения. Состоит из корпуса, внутри которого находится
клапан с пружиной. Натяжение пружины регулируется гайкой,
вворачиваемой в корпус. Клапан отрегулирован на давление
Р=3,5 кг/см2. При давлении выше 3,5 кг/см2 пружина сжимается,
клапан открывается, и воздух стравливается в атмосферу.
Кран герметизации золотникового типа (рис. 78), свя-
занный с управлением замками фонаря. При закрытых замках фо-
наря кран управления открыт и пропускает сжатый воздух в
шланг герметизации.
При открытых замках кран закрыт, перекрывает доступ возду-
ха в шлаг и сообщает внутреннюю полость шланга с атмосферой.
Установлен справа за сиденьем летчика в передней кабине.
СХЕМА РАБОТЫ
НЛАПАН Б.
1)Воздух из баллона по-
ступает в шланг гермет-
изации ___
воздух
+ Ч ч
БАЛЛОНА 1
НЛАПАН А
НЛАПАН А
. . "Л;
.< ' • и » • ?‘ Л * ,
, ' НЛАПАН Б—fl
El
во здух В ШЛА Н г а ш!
ГЕРМЕТИЗАЦИИ ...
Рис. 78. Край герметизации:^
1 — корпус; 2 —- валик с кулачком; 3 — рукоятка; 4 — крышка; б — поводок; 6— клапану
7 — пружина; 8 — пробка; 9. 10 — штуцеры; 11 —< клапан
ш
2) Воздух из шланга герметиза - •
ции в атмосферу-разгерметиза-
ция '________
ВОЗДУХ ИЗ ШЛАНГА
герметизации
1
• ’ Телеск ол ическая муфта служит для быстрого и лег-
кого разъединения трубопровода, подводящего воздух в шланг
• герметизации при сбросе фонаря.
| • Шланг герметизации проложен по периметру каркаса
•фонаря и при поступлении в него сжатого воздуха герметично за-
крывает щель между фонарем и подфонарной панелью фюзеляжа.
7
3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АВАРИЙНОЙ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ
Аварийная воздушная система по назначению отдельных ее эле-
ментов подразделяется на следующие участки:
— аварийную сеть торможения колес шасси;
— сеть аварийного сброса фонарей кабины;
— сеть блокировки катапультрования.
(Аварийная сеть торможения колес шасси действует в случае
отказа основной сети. К аварийной сети торможения колес отно-
сятся следующие устройства и детали.
Редуктор РВ-50/8, понижающий давление, воздуха с 50 до
8 кг!см2. Установлен за приборной доской второй кабины.
Кран аварийного торможения «колес золотнико-
вого типа. Установлен па правом борту в передней и задней ка-
бинах самолета. При перемещении крана «на себя» воздух от
РВ-50/8 под давлением 8 кг!см2у
через переключающий клапан и
аварийные переключатели посту-
пает в тормозные цилиндры ко-
лес.
Для растормаживания колес
рычаг крана необходимо перемес-
тить вперед. При этом внутренние
полости тормозных цилиндров че-
рез аварийный кран торможения
сообщаются с атмосферой.
Переключающий кла-
пан по конструкции аналогичен
аварийным переключателям. При
включении крана аварийного тор-
можения в одной кабине сжатый
•воздух может стравливаться че-
рез кран другой кабины. С целью
исключения этого явления между
кранами установлен переключаю-
щий клапан.
Сеть аварийного сброса фона-
ря кабины (рис. 79) предназна-
чена для сброса фонаря при ава-
рийном открытий замков. Сеть
ОТ РВ - бом
Рис. 79. Сеть аварийного сброса
фонаря кабины:
1 — обратный клапан; 2-— манометр;
3 — баллон с сжатым воздухом:
4 —- электропневмоклапаи ЭК-48; 8 —
цилиндры сброса фонарей
Рис. 80. Сеть блокировки катапульти-
рования:
1 — обратный клапан; 2 — манометр;
3 — баллон с сжатым воздухом; 4 —
электропнёвмоклапан; 5 — цилиндры
блокировки
включает следующие устройства
и детали.
Баллон объемом 1,3 л, яв-
ляющийся емкостью сети. Баллон
размещен в задней кабине справа
от сиденья.
Два клапана ЭК-48, кото-
рые служат для перепуска возду-
ха в цилиндры. Каждый клапан
состоит из электромагнита и уп-
равляемого им пневмоклапана.
Электрическая сеть электромаг-
нита замыкается микровыключа-
телем, который срабатывает при
перемещении рычага аварийного
сброса фонаря, находящегося на
правом поручне сиденья. Клапа-
ны находятся в передней кабине
за сиденьем.
Четыре цилиндра сбро-
са — два для сброса откидного
фонаря и два для сброса сдвиж-
ного фонаря. Цилиндр состоит из собственно цилиндра и поршня
со штоком. Цилиндры закреплены на бортах кабины.
При перемещении рычага аварийного сброса вперед включает-
ся микровыключатель и подается ток к клапану ЭК-48. Клапан
срабатывает и обеспечивает доступ сжатому воздуху в цилиндры
сброса. Штоки цилиндров выдвигаются, упираются в фонарь и
сбрасывают его.
Сеть блокировки катапультирования (рис. 80) исключает
возможность одновременного катапультирования обоих лет-
чиков.
В воздушную сеть блокировки катапультирования входят сле-
дующие устройства. *
Два клапана ЭК-48, которые служат для перепуска возду-
ха в цилиндры блокировки.
Два цилиндра блокировки, каждый из которых сос-
тоит из собственно цилиндра, поршня со штоком и пружины. К
штоку присоединяется трос для включения рычажного механизма
блокировки.
При перемещении Вперед рычага аварийного сброса фонаря в
одной из кабин самолета включается микровыключатель, установ-
ленный в электроцепи управления клапаном ЭК-48. Клапан сра-
батывает и обеспечивает доступ воздуха в цилиндр блокировки
другой кабины, который посредством троса включает рычажной
механизм блокировки и не дает возможности другому летчику вы-
полнить катапультирование до тех пор, пока не катапультируется
первый;
После катапультирования первого летчика сиденье другого лет-
чика автоматически разблокируется.
Разблокировку катапультирования можно произвести и вруч-
ную, для чего необходимо вытянуть скобу с правой стороны чашки
сиденья.
4. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА СИСТЕМЫ ГЕРМЕТИЗАЦИИ
СДВИЖНОЙ ЧАСТИ ФОНАРЯ
Система герметизации сдвижной части фонаря полностью авто-
номна. Все агрегаты и детали сети смонтированы на сдвижной
части фонаря.
Емкостью системы является баллон объемом 1,3 л, который за-
ряжается до давления 50 кг/см2. Зарядка баллона осуществляется
через зарядный штуцер, который закреплен в специальной чашке,
закрываемой лючком. Между зарядным штуцером и баллоном рас-
положены:
— фильтр для очистки воздуха;
— обратный клапан, предотвращающий стравливание сжатого
воздуха из баллона;
— манометр для контроля за давлением в баллоне, располо-
женный рядом с зарядным штуцером.
Давление в баллоне ограничивается предохранительным клапа-
ном, отрегулированным на 50 кг/см2.
Из баллона через редуктор РВ-Зв-29, понижающий давление
воздуха до 3 кг/см2, и обратный клапан с дроссельным отверстием
(аналогичный обратному клапану сети герметизации откидного
фонаря) воздух подходит к крану герметизации. Кран золотниково-
го типа обеспечивает наполнение шланга герметизация сдвижного
фонаря при герметизации фонаря и стравливание воздуха из
шланга при разгерметизации фонаря. Кран расположен рядом с
передним левым замком сдвижного фонаря.
Управляется кран изнутри кабины рукояткой, смонтированной
непосредственно на кране, и снаружи кабины — флажком, разме-
щенным ниже ручки открытия фонаря. Кроме того, кран управля-
ется и от рукоятки открытия фонаря. При перемещении рукоятки
открытия фонаря «на себя» кран переводится в положение «раз-
гер м е т и з и р ов а н о».
5. ПОРЯДОК ПРОВЕРКИ ТОРМОЗОВ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
Проверка исправности действия и герметичности тормозной,
системы производится в следующем порядке: при нейтральном по-
ложении педалей необходимо нажать тормозной рычаг, при этом,
манометр тормозов должен показывать на первом режиме давле-
ние 5, а на втором — 8 кг/см2. При отклонении педалей с нажа-
тым рычагом торможения давление в цилиндре расторможенного
колеса быстро падает до нуля. Герметичность тормозной системы
проверяется на слух (не должно быть слышно шума травящего
воздуха).
В целях предупреждения перегрева тормозов и выхода их из
строя необходимо правильно пользоваться ими в процессе эксплу-
атации. При рулении нажатие на тормозной рычаг должно быть
импульсным, при этом необходимо проверять синхронность и эф-
фективность работы тормозов. Для этого при нейтральном положе-
нии педалей следует плавно нажать на тормозной рычаг: если са-
молет не разворачивается — тормоза отрегулированы правильно.
При взлете, в процессе первой половины разбега прямолиней-
ность движения самолета выдерживается при помощи тормозов ко-
лес. Пользование ими также должно быть плавным.
/
НЕИСПРАВНОСТИ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ, ВОЗНИКАЮЩИЕ
В ХОДЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Воздушная система самолета Л-29 имеет достаточно высокую
эксплуатационную надежность. Вместе с тем у нее встречаются и
недостатки, свойственные всем воздушным системам. Это образо-
вание влаги в системе, нарушение герметичности, нарушение регу-
лировки агрегатов системы и их коррозия, образование трещин
трубопроводов.
К числу наиболее часто встречающихся неисправностей воздуш-
ной системы относятся:
Травление воздуха через уплотнения в агре-
гатах и трубопроводах является следствием усыхания и
износа уплотнений, нарушения их эластичности, особенно в зим-
нее время. Негерметичность системы устраняется заменой уплот-
нений, смазкой их пастой БУ, подтяжкой гаек и ниппельных сое-
динений, заменой отдельных участков трубопроводов, деталей и аг-
регатов системы.
Скопление воды в агрегатах и трубопроводах,
которая в систему попадает, как правило, при ее зарядке из аэро-
дромных баллонов. Присутствие воды вызывает появление корро-
зионного поражения деталей, а при низких температурах может
привести к замерзанию и закупорке системы или ее отдельных аг-
регатов. Для предотвращения этого дефекта необходимо перед за-
рядкой самолетной системы сливать конденсат из аэродромного
баллона и продувать зарядный шланг, периодически снимать воз-
душные бортовые баллоны и производить из них слив конден-
сата.
Обрыв нитей троса управления клапаном ПУ-7
является следствием истирания троса, особенно в местах перегиба.
Имеют место случаи обрыва троса по месту его крепления к тор-
мозному рычагу. Необходимо систематически осматривать трос,
132
чтобы своевременно обнаружить истирание его прядей, неисправ-
ность его заделки на месте крепления к рычагу.
Загрязнение фильтра происходит обычно при зарядке
системы. Грязь в нее попадает из аэродромного баллона. В целях
предупреждения этой неисправности фильтры системы периодиче-
ски снимаются и промываются.
Повреждение трубопроводов происходит при их со-
прикосновении с деталями и агрегатами самолета и двигателя. Для
предупреждения дефекта необходимо следить, чтобы расстояние
между трубопроводами и агрегатами было не менее 3—5 мм, а
также за надежностью их отбортовки.
Не исключено появление трещин ла трубопроводе подвода воз-
- духа к цилиндру подброса фонаря и воздушного трубопровода, со-
единяющего основные воздушные баллоны в месте развальцовки,
а также на угольнике подвода воздуха к тормозу.
В целях своевременного их предупреждения необходимо осуще-
ствлять тщательный контроль за состоянием соединений.
Отказы редукторов РВ-50-МВ-29, РВ-З-В-29, РВ-07
происходят в основном из-за усадки пружины или выхода из строя
уплотнительных деталей, которые необходимо своевременно заме-
нять.
Отказы дифференциалов ПУ-8-В и клапанов
ПУ-7В являются следствием порыва мембраны, выхода из строя
уплотнительных деталей или заедания клапанов. С целью преду-
преждения дефектов на самолетах с 20-й серии устанавливаются
агрегаты ПУ-7В и ПУ-8В с мембранами из более прочной резины.
В процессе эксплуатации самолета требуется осуществлять по-
стоянный контроль за воздушной системой, так как от безотказно-
сти ее работы в значительной мере зависит обеспечение безопас-
ности полетов.
Перечень осмотров и периодических работ, выполняемых на воз-
душных системах, излагается в «Едином регламенте технической
эксплуатации самолета Л-29» и в Инструкции по эксплуатации.
ГЛАВА VIII.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И ПРОТИВОПОЖАРНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
f
1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Топливная система включает в себя элементы и агрегаты (ба-
ки, трубопроводы, краны, приборы, насосы и т. п.), обеспечиваю-
щие размещение топлива на самолете и его подачу к двигателю
(рис. 81).
К топливной системе самолета предъявляются следующие ос-
новные требования:
— она должна иметь высотность, превышающую практический
потолок самолета;
— обеспечивать надежность в работе и безопасность в пожар-
ном отношении;
— выработка топлива из баков должна быть полной и не соп-
ровождаться подсосом воздуха в систему из освободившихся ба-
ков;
— в кабине летчика должны быть предусмотрены приборы и
сигнализаторы, обеспечивающие надежный контроль за работой
системы и за количеством топлива в баках;
— соединения и агрегаты системы должны обеспечивать пол-
ную герметичность и быть устойчивыми против химического воз-
действия топлива.
Границей высотности системы является высота, на которой на-
чинает возникать явление кавитации, сущность которого состоит
в образовании в трубопроводах, насосах и других элементах сис-
темы паровоздушных пробок, появляющихся из-за интенсивного
испарения топлива на больших высотах и выделения из него раст-
воренного воздуха.
Для повышения высотности топливных систем на современных
самолетах на линии всасывания основных топливных насосов уста-
навливаются подкачивающие насосы.
Для предотвращения пожара из-за течи топлива топливные аг-
регаты и трубопроводы располагают по возможности дальше от
опасных в'пожарном отношении зон двигателя и его выхлопной
системы.
На некоторых типах самолетов для предотвращения взрыва
топливных баков при их повреждении применяются системы на-
полнения свободного над топливом пространства нейтральным га-
зом.
Топливная система самолета Л-29 состоит из двух размещен-
ных в фюзеляже металлических топливных баков общей емкостью
1030 л. Под крылом самолета могут устанавливаться два подвес-
ных топливных бака общей емкостью 300 л с системой поддавлиза-
ния.
Кроме того в топливную систему самолета входят: система дре-
нажирования основных топливных баков; перекрывной топливный
кран, который на самолетах с 16-й серии имеет управление из пе-
редней кабины; подкачивающий насос ПЦР-1 В; топливный фильтр
низкого давления; перепускной клапан; сигнализатор давления
СД-3; линия подвода топлива от подвесных баков к заднему топ-
ливному баку.
Основные эксплуатационные данные системы приведены в таб-
лице 9.
Таблица 9
Наименование
Основная
система
Система
подвесных
баког.
Общая емкость баков, л
Количество баков, шт.
Емкость основных баков, л:
переднего
заднего
давление в подвесных топл. баках,
кг/см2
тип баков
аварийный остаток топлива, л
Нерасходуемое количество топлива ь
основных баках, л
Емкость отсека отрицательных перегру-
зок, л
Время полета в перевернутом положе-
нии, сек.
Время, через которое можно выполнить
очередной полет в перевернутом поло-
жении, сек.
Время выработки топлива из подвесных
баков, мин.
1030
2
670
360
Металличе-
ские
200
10
12
20
30
300 (2X150)
2
150
0,35 -г- 0,4
Металличе-
ские
25
На самолете применяются топлива марок Т-1, ТС-1 и Т-2
(ГОСТ 10227—62). Топлива Т-1 и ТС-1 представляют собой об-
легченную лигроино-керосиновую фракцию. Топливо Т-1 отлича-
ется от топлива ТС-1 большей плотностью и вязкостью, меньшим
содержанием серы и некоторыми другими показателями.
Топливо Т-2 представляет собой широкую фракцию, которая
включает бензиновые, лигроиновые и керосиновые погоны нефти.
Топливо Т-2 имеет более узкую область применения, чем топлива
Т-1 и ТС-1, так как оно обладает более высоким давлением насы-
щенных паров и более склонно к образованию паровых пробок в
высотных условиях.
Все указанные топлива стабильны при хранении: они могут
храниться в течение нескольких лет не меняя своих качеств.
Технические условия на топлива содержатся в руководствах по
горюче-смазочным материалам.
2. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ ОСНОВНОЙ СИСТЕМЫ
Основные топливные баки (рис. 82) наготовлены из листового
материала АМцА-М толщиной 0,45 мм. Сплав АМцА-М допуска-
ет глубокую штамповку, хорошо сваривается и устойчив против
коррозии.
Бак состоит из обечайки (боковой наружной поверхности) и
днищ; соединенных сваркой. Изнутри баки усилены перегородка-
ми, прикрепленными к обечайке и днищу заклепками, головки ко-
торых на наружной стороне заварены. Баки имеют специальную
конфигурацию для прохода воздухозаборника.
Передний топливный бак размещен в центральной
части фюзеляжа между шпангоутами № 11 и 15. Бак устанавли-
вается на ложементах, покрытых войлоком, к которым притяги-
вается лентами.
В верхней части бака с левой стороны имеется заправочная
горловина, закрываемая пробкой. К пробке прикреплена измери-
тельная линейка топлива.
Наверху, в передней части бака, приварен штуцер дренажной
системы, а в задней части — фланец датчика топливомера. В
нижней части бака на заднем днище имеются два штуцера, на ко-
торые наворачиваются накидные гайки трубок, соединяющих пе-
редний и задний баки. Диаметр трубки 38 мм.
Задний топливной бак находится в централь-
ной . части фюзеляжа между шпангоутами № 16 и
19. Бак также установлен на ложементах и крепит-
ся к ним при помощи лент. В верхней < части бака
установлен поплавковый клапан для. перепуска топлива из
подвесных баков. Через корпус клапана осуществляется суфлиро-
вание бака. Внизу бака расположен сливной клапан. К заднему
днищу бака в нижней его части крепится цилиндрический отсек
отрицательных перегрузок. Вверху и внизу бачка размещены по
3 тарельчатых клапана: внизу — для наполнения бачка, вверху —
для его суфлирования.
В отсеке отрицательных перегрузок установлен шланг с грузом
на конце для забора топлива.
Система дренажирования основных топливных
баков служит для предотвращения понижения давления в баках
по мере выработки из них топлива. Понижение давления в баках
могло бы привести к прекращению подачи топлива к двигателю.
Система дренажирования открытая, т. е. баки сообщаются с
атмосферой. Заборник дренажной системы находится между бака-
ми в верхней части фюзеляжа (под обшивкой). Система дренажи-
рования выполнена из панталовых трубок.
Чтобы предотвратить^вытекание топлива из баков через дренаж
при наклонах самолета, трубопроводы системы дренажирования
проходят сверху над баками. А для предотвращения вытекания
топлива в перевернутом полете трубопровод дренажа образует
Рис. 82. Основные топливные баки:
1 — заправочная горловина; 2 — фланец датчика топлнвомера; 3 — дренажный штуцер;
4 — поплавковый клапан; 5 — сливной кран; 6 —* отсек отрицательных перегрузок; 7 —
гибкий шланг; 8 — соединительная трубка, 9 — леита крепления; 10 — дренажные труб-
ки; 11 - трубки подвода воздуха к подвесным бакам; 12 — трубки подвода топлива
от подвесных баков; 13 - обратный клапан
петлю, уходящую вниз фюзеляжа. Внизу петли в трубопровод вва-
рена трубка, выходящая под фюзеляж. Таким образом, и в нор-
мальном и перевернутом полете топливо из бака через дренаж,
согласно закону сообщающихся сосудов, не выливается.
Перекрыв ной кра*н позволяет перекрывать доступ топли-
ва из баков и производить монтажные работы без слива топлива.
Перекрывной кран присоединен при помощи дюрита к выходному
патрубку заднего топливного бака. На самолетах до 16-й серии в
открытом положении кран контрится проволочным замком.
Подкачивающий насос ПЦР-1В служит для создания
давления топлива на входе в топливный насос двигателя с целью
обеспечения надежной работы на всех режимах полета и особенно
с подъемом на высоту.
Все авиационные топлива растворяют в себе значительные ко-
личества воздуха. Количество растворенного в топливе воздуха за-
висит от многих факторов, в том числе и от давления окружающей
среды. С подъемом на высоту, ввиду понижения атмосферного дав-
ления, понижается и давление в баках, а значит и в трубопрово-
дах топливной системы. Вследствие понижения давления происхо-
дит выделение из топлива растворенного в нем воздуха.
Образующиеся в трубопроводе воздушные пробки уменьшают
его живое сечение (сечение струи топлива), что способствует увели-
чению скорости истечения топлива и падению давления в его струе.
При понижении давления до определенной величины (до давления
насыщенных паров топлива) происходит вскипание топлива и вы-
деление пара. Это явление называется кавитацией. Образующиеся
паровоздушные пробки могут привести к разрыву струи топлива.
Явление кавитации чаще всего наблюдается во всасывающих
патрубках насосов, где вероятнее всего увеличение скорости и по-
нижение давления топлива. В этом случае нарушается нормальная
работа насоса. Связанные с кавитацией перебои в подаче топлива
могут привести к остановке двигателя.
Наиболее эффективным средством улучшения кавитационных
характеристик насоса, а значит и повышения надежности его ра-
боты с подъемом на высоту, является повышение давления топли-
ва в его входном устройстве. С этой целью в топливной системе
самолета Л-29 установлен подкачивающий насос ПЦР-1В, который
создает на выходе давление 0,8—1,0 кг/см2, повышает давление
на входе в топливный насос двигателя и обеспечивает надежную
его работу с подъемом на высоту.
ПЦР-1В состоит из центробежного насоса и электромотора, пи-
тающегося от бортовой сети самолета.
Топливный фильтр низкого давления служит
для очистки топлива от механических примесей. Состоит из корпу-
са, крышки и фильтрующего элемента.
Фильтрующий элемент состоит из набора коробчатых фильтров,
выполненных из металлической сетки. На двигателях с 500-часо-
вым ресурсом устанавливаются бумажные фильтрующие элемен-
ты.
Корпус фильтра имеет двойную стенку. Межстеночный объем
включен в тракт системы смазки двигателя, чем обеспечивается
обогрев топливного фильтра и предотвращается обмерзание филь-
трующего элемента при низких температурах окружающей среды.
На крышке фильтра имеется кран для слива конденсата.
Топливный фильтр установлен в отсеке двигателя с левой стороны.
Перепускной клапан установлен в трубопроводе, через
который часть топлива, перекачиваемого насосом ПЦР-1В, ввиду
большой его производительности, перепускается обратно в задний
топливный бак.
Для того, чтобы при отказе ПЦР-1В при работающем двигате-
ле не засасывался воздух в топливопровод, в перепускном клапане
установлен обратный шариковый клапан с пружиной.
В корпусе перепускного клапана установлен плавающий клапан,
который в случае перевернутого полета перекрывает перепуск гоп-
лива в бак. Перепускной клапан установлен на противопожарной
перегородке.
Сигнализатор давления СД-3 установлен между
топливным фильтром и топливным насосом двигателя. Служит для
сигнализации падения давления топлива за топливным фильтром
ниже 0,3 кг/см2.
При падении давления ниже 0,3 кг/см2 СД-3 срабатывает и на
табло Т-9 в кабине летчика загорается сигнал «не запускай».
При помощи сигнализатора давления ( СД-3 осуществляется
контроль за работой ПЦР-1В и состоянием топливного фильтра.
3. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ ПОДВЕСНЫХ БАКОВ
Подвесные топливные баки (рис. 83) емкостью 150 л каждый,
подвешиваются под консолями крыла на стержнях в специальных
бомбовых замках. Гайки стержня, притягивающие бак, затягива-
ются тарированным ключом с моментом 250 кг/см. Баки упирают-
ся в пилоны, жестко прикрепленные к крылу.Подвесные баки, а
также пилоны правого и левого крыльев — взаимозаменяемы.
Подвесной бак сварен из листового материала АМцА-М тол-
щиной 1 мм. Для увеличения жесткости бак имеет внутренний си-
ловой каркас, который соединяется с обечайкой бака точечной
свдркой.
В передней части бака находится заправочная горловина, в
нижней части — сливнай пробка. В заднем конусе бака ввернута
технологическая заглушка.
В верхней части бака смонтированы два штуцера: передний —
для подвода воздуха в бак — заканчивается под стенкой бака;
задний — для отвода топлива из бака, — к нему прикреплен забор-
ный трубопровод, идущий ко дну бака. Топливный штуцер служат
одновременно и задним упором подвесного бака. Для обеспечения
герметичности соединения на штуцеры насаживаются резиновые
уплотнения. В передней части бака имеется передний упор.
Пилон подвесного бака изготовлен в виде коробки из дюралю-
миниевых и стальных листов. В верхней части пилона имеется
фланец для крепления к крылу. К передней перегородке пилона
• Ill
_ ТОПЛИВНЫЙ
83 Подвесные топливные баки: & т=»«
Рис. 83. ИОД оливная пР^Лга подвески; 9 - |Р__ передние
заправочная горловина;,3_-у«р 8 штанга^, розетка.
< _ бак; 2 ** ®vuep подвода воздух * адка; 12
штупер; в_7пнлоГ «« " ОПОР" штуиеР“
лома; Ю
приварены опорные лапы для переднего упора подвесного бака. К
ней же крепится автомат одновременного сброса баков, который
в случае произвольного сброса одного бака обеспечивает сброс и
второго. В пилоне проходят два трубопровода — воздушный и
топливный.
Задний штуцер воздушного трубопровода пилона прижимается
пружинами к резиновому уплотнению на штуцере подвесного бака.
Задний штуцер топливного трубопровода установлен в шарнир-
ной опоре и одновременно образует задний упор подвесного
бака. ,
Передними штуцерами оба трубопровода соединяются с соот-
ветствующими трубопроводами в крыле самолета. Соединение осу-
ществлено при помощи хомутов с винтами, которые прижимают
штуцеры к соответствующим гнездам. При полетах без подвесных
баков, но с пилонами, горловины штуцеров закрываются заглуш-
ками. При постановке бака заглушки снимают и закрепляют их
пружинами в отверстиях нижнего ребра пилона.
. Система поддавливаиия подвесных баков предназначена для
подвода воздуха из компрессора двигателя в подвесные баки с
избыточным давлением 0,4—0,45 кг/см2 с целью подачи топлива
из подвесных баков в основные.
От заборного штуцера, расположенного на правой стороне ком-
прессора двигателя, воздух поступает в отделитель воды с дренаж-
ным отверстием 1 мм. Расход воздуха лимитируется дроссе-
лем с отверстием в 1 мм, установленным в трубопроводе системы..
Далее, через обратный клапан, назначение которого — воспрепят-
ствовать движению воздуха в обратном направлении—воздух про-
ходит к предохранительному клапану, отрегулированному на из-
быточное давление 0,4—0,45 кг/см2.
За предохранительным клапаном установлен сигнализатор
СД-3, показывающий падение давления воздуха в системе ниже
0,3 кг/см2.
Предохранительный клапан и СД-3смонтированы на распреде-
лителе, закрепленном на правой стойке рамы двигателя. От рас-
пределителя по трубопроводам воздух поступает в подвесные
бакн.
Линия подвода топлива к заднему баку. По трубопроводам,
проходящим внутри подвесных баков, в пилонах, в крыле и фюзе-
ляже, топливо из подвесных баков под давлением подается к поп-
лавковому клапану заднего топливного бака. В трубопроводах ус-
тановлены обратные клапаны, препятствующие перетеканию топли-
ва из заднего бака в подвесные.
Поплавковый клапан регулирует выработку топлива из подвес-
ных баков и предохраняет задний бак от переполнения. В крышке
поплавкового клапана имеется отверстие в 1 мм, через которое
топливо может перетекать в основные баки из переполненных под-
весных баков при увеличении объема топлива вследствие повыше-
ния,его температуры.
4. РАБОТА ТОПЛИВНОМ СИСТЕМЫ, ПОРЯДОК ВЫРАБОТКИ
ТОПЛИВА ИЗ БАКОВ
Забор топлива производится из отсека отрицательных перегру-
зок при помощи гибкого шланга с грузом.
В нормальном положении самолета отсек наполняется через
нижние тарельчатые клапаны, дренаж осуществляется через верх-
ние клапаны.
Во время перевернутого полета дренажные клапаны закрыва-
ются и суфлирование отсека осуществляется клапанами наполне-
ния. В период маневрирования самолета груз гибкого шланга пе-
ремещается совместно с топливом, вследствие чего всасывающее
отверстие шланга оказывается всегда погруженным в топливо.
Для надежного наполнения отсека отрицательных перегрузок
необходимо, чтобы в основном баке было не менее 175 л топлива.
Топливо из отсека отрицательных перегрузок проходит пере-
крывной кран и нагнетается подкачивающим насосом ПЦР-1В
под давлением 0,8—1,0 кг/см2 через топливный фильтр в насос дви-
гателя.
При понижении давления топлива за топливным фильтром ни-
же 0,3 кг/см2 срабатывает сигнализатор СД-3 и загорается сигнал
на световом табло «Не запускай». Причиной понижения давления
топлива может явиться отказ ПЦР-1В или загрязнение топливного
фильтра.
Ввиду того, что производительность ПЦР-1В превышает рас-
ход топлива двигателем, часть топлива (примерно 400 л/час) че-
рез перепускной клапан возвращается в бак.
Расход топлива контролируется по топливомеру, указатель ко-
торого находится на правой стороне приборной доски.
При остатке топлива в баках 200 л на световом табло заго-
рается сигнал «200 л». Это топливо обеспечивает работу двигате-
ля не-более 10 мин. При остатке топлива в баках 200 л и меиее
запрещается выполнение фигур высшего пилотажа и перевернутый
полет.
Из подвесных баков топливо под давлением воздуха 0,4—
0,45 кг/см2 перетекает в задний топливный бак. Чтобы задний бак
не переполнился, приток топлива в него из подвесных баков регу-
лируется поплавковым клапаном. Клапан открывается при выра-
ботке топлива в баках ниже уровня, соответствующего 970 л.
При полной заправке топливо начинает вырабатываться из
основных баков. При понижении уровня топлива в баках ниже
970 л (т. е. после выработки 60 л из основных баков) открывает-
ся поплавковый клапан и начинает вырабатываться топливо из
подвесных баков. Во время выработки подвесных баков (около
25 минут) стрелка топливомера стоит на делении 970 л.
После выработки топлива из подвесных баков давление воздуха
в системе поддавливания понижается (в этом случае воздух страв-
ливается по топливному проводу в задний бак), срабатывает сиг-
нализатор СД-3 п па табло загорается сигнал «Подвесные баки».
Эгог сигнал появляется всякий раз, когда давление в системе под-
давливания оказывается ниже 0,3 кг/см2. Теперь вырабатывается
топливо из основных баков.
Постановка подвесных баков контролируется по загоранию
двух зеленых лампочек на щитке бомбовооружения. После сброса
баков лампочки гаснут. Сброс баков осуществляется нажатием на
кнопку аварийного сброса бомб (подвесных баков) на щитке бом-
бэвооружения или нажатием на кнопку тактического сброса на
ручке управления.
В случае произвольного сброса одного бака автомат одновре-
менного сброса баков обеспечивает сброс и второго бака.
НЕИСПРАВНОСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ, ВОЗНИКАЮЩИЕ В ХОДЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
Характерными неисправностями топливной системы самолета
Могут быть:
Течь топлива вследствие образования трещин в сварных
соединениях стенок переднего топливного бака, фланца бачка от-
рицательных перегрузок и стенок топливного бака №2. С целью
своевременного выявления дефектов необходимо осуществлять
контроль за герметичностью баков при всех видах подготовки са-
молета к полету, а также при выполнении регламетных работ.
При замене двигателя следует производить осмотр топливного ба-
ка № 2 и состояние затяжки гаек крепления клапана отрицатель-
ных перегрузок.
Выработка сальника топливного насоса
ПЦР - 1В приводит к нарушению герметичности насоса, а
расслоение дюрита, идущего от ПЦР-1В к фильтру низкого дав-
ления, засоряет фильтрующий элемент.
Нарушение герметичности шарикового пе-
репускного клапана топливной системы появляется
из-за попадания под шарик посторонних частиц. На самолетах с
15-й серии устанавливаются клапаны улучшенной конструкции.
Закупорка дренажного отверстия во влагоотде- •
лителе топливной системы из-за попадания во внутреннюю полость
посторонних частиц.
Нарушение герметичности клапанов ЛУН-7582 и
10 ЛУН 7581 системы поддавливаиия подвесных баков из-за по-
падания частиц пыли, песка, льда под тарелочку клапанов. С
1971 года клапаны выпускаются с корпусом, изготовленным из
более прочного материала Д-16/Т.
Образование трещин на предохранительном чехле за-
правочной горловины.
5. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Противопожарное оборудование предназначено для сигнализа-
ции и тушения пожара в отсеке двигателя. Состоит из системы
сигнализации о пожаре и системы тушения пожара. В комплект
противопожарного оборудования входят (рис. 84):
— баллон емкостью 3 л, заряженный углекислотой;
— пироголовки с двумя пиропатронами ПП-3;
— коллектор с отверстиями диаметром 1,5 мм;
— четыре датчика сигнализации о пожаре типа АД-155-ЗК;
— сигнальное табло «Пожар». -
Противопожарное оборудование установлено в двигательном
отсеке. Баллон укреплен на правой стороне противопожарной
перегородки. Коллектор закреплен за камерами сгорания, и его
отверстия направлены вперед.
Три сигнализатора температуры расположены на шпангоуте
№ 23 над камерами сгорания и один —1 на шпангоуте № 21 возле
агрегатов топливной системы двигателя.
Сигнализаторы температуры снабжены биметаллической кон-
тактной пружиной. При повышении температуры в двигательном
отсеке выше 140+30° биметаллическая пружина изгибается и за-
мыкает цепь' сигнализации возникновения пожара — на табло Т-9
загораются лампочки «Пожар».
Убедившись в возникновении пожара (по шлейфу дыма за
хвостом самолета, по повышению температуры выходящих газов,
по появлению дыма или запаха гари в кабине), летчик должен:
— прекратить выполнение задания;
— закрыть пожарный кран (на самолетах с 16-й серии);
— поставить РУД в положение «Малый газ»;
— закрыть стоп-кран;
— выключить АЗС «Двигатель» (при этом будет выключен
подкачивающий насос);
— • установить скорость полета 250—300 км/час, избыток ско-
рости использовать для набора высоты;
— нажать кнопку «Пожар».
Включение огнетушителя производится вручную путем нажатия
на одну из кнопок, расположенных в передней и задней кабинах
на левых панелях под красным предохранительным колпачком с
надписью «Пожар».
При нажатии на кнопку «Пожар» срабатывают пиропатроны
пироголовки, боек пробивает закрывающую баллон мембрану и
углекислый газ поступает через коллектор на двигатель.
Распыл углекислоты в отсеке производится через кольцевой
коллектор, расположенный на двигателе в районе камер сгорания,
с отверстиями диаметром 1,5 мм, направленными вперед (в сто-
рону компрессора).
На самолетах с 15-й серии смонтирована система сигнализа-
ции о пожаре — ССП-2И. В двигательном отсеке в районе 21—23
X
6 4 б
Рис. 84. Противопожарное оборудование:
I баллон; 2,5 — соединительные трубопроводы; 3, 4, 6 — коллекторы
шпангоутов имеется шесть датчиков. Проверка неисправности це-
пей системы ССП-2И производится с помощью переключателя
«Контроль сигнализации пожара» на левой пеоткидпой части при-
борной доски (внизу) в обеих кабинах.
В системе пожаротушения монтируется двухлитровый огнету-
шитель шаровой формы, заряженный огнегасительным составом
«7», состоящим из 80% бромистого метилена и 20% бромистого
этила или фреона. Для контроля за давлением в баллоне на -зат-
ворной головке огнетушителя установлен манометр, а для обес-
печения срабатывания огнетушителя из обеих кабин —• две пиро-
головки с пиропатронами.
Для обеспечения выброса огнегасительного состава огнетуши-
тель заряжается воздухом: при применении состава «7» до давле-
ния 85 кг/см2, при применении фреона 114В2 — до 100 кг/см2.
Указанные значения давлений даны для температуры наружного
воздуха +15° С.
Распыл огиегасительного состава в отсеке производится через
три кольцевых коллектора, расположенных на передней части
входного корпуса компрессора, на передней крышке корпуса ком-
прессора и в районе камер сгорания, с отверстиями, направлен-
ными вперед.
ГЛАВА IX.
ВЫСОТНОЕ И КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
*
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЫСОТНОМ ОБОРУДОВАНИИ
'Современные самолеты — самолеты больших скоростей и вы-
сот полета. Увеличение высоты полета дает ряд преимуществ:
— увеличиваются дальность п продолжительность полета са-
хмолета с турбореактивными двигателями;
—• повышается безопасность полета (на больших высотах не-
значительна облачность, постоянные сила и направление ветра,
мег обледенения и т. д.).
Однако полеты на больших высотах связаны с преодолением
определенных трудностей, которые условно могут быть разделены
на две группы. К первой группе относятся трудности, обусловлен-
ные ухудшением условий работы оборудования, двигателя и сис-
тем самолета вследствие изменений с высотой плотности и тем-
пературы атмосферы. Ко второй группе относятся трудности, свя-
занные с влиянием на человека верхних слоев атмосферы.
Если не принимать специальных защитных мер, то пребывание
человека на больших высотах станет невозможным, так как с
подъемом на высоту экипаж самолета попадает в условия пони-
женных давлений, плотностей, температур, влажности воздуха,
повышенной радиации воздушной среды.
Понижение плотности воздуха приводит к тому, что хотя сос-
тав воздуха практически не меняется до высоты 90—100 км, уже с
высоты 2,5 км организм человека начинает ощущать недостаток
кислорода во вдыхаемом воздухе. Это обусловливается тем, что с
поднятием на высоту уменьшается его парциальное давление
(давление кислорода в объеме смеси газов при температуре сме-
си). У земли парциальное давление кислорода равно 160 мм рт. ст.
На высоте 4,5 км —• 90 мм рт. ст. Такое давление является мини-
мально допустимым, при котором кровь человека насыщается кис-
лородом только на 80—85%. Поэтому эта высота является физио-
логической границей для полетов человека в открытой кабине са-
молета. На высотах более 4,5 км в организме человека (не имею-
щего специальной тренировки) могут возникнуть функциональные
расстройства, связанные с кислородной недостаточностью. Явле-
ние гипоксии или кислородной недостаточности в организме чело-
векгд проявляется самым различным образом. Вначале человек ис-
пытывает общее недомогание, затем наблюдается состояние мо-
ральной и физической апатии. Ухудшается деятельность органов
слуха, появляется шум в ушах, учащаются пульс и частота ды-
хания.
Характерной особенностью гипоксии является то, что человек
чаще всего не осознает того тяжелого состояния, в котором он
находится вплоть до потери сознания. С целью обеспечения жиз-
недеятельности экипажа в этих условиях на самолете герметизи-
руются кабины и устанавливаются системы кислородного питания.
На высотах более 4000 м (даже в загерметизированной кабине)
экипажу самолета необходимо пользоваться кислородом.
Понижение барометрического давления также оказывает су-
щественное влияние на жизнедеятельность человека. Дело в том,
что начиная с высоты 8—9 км, недостаточное барометрическое
давление приводит к тому, что из жидкостей организма (кровь,
лимфа) возможно выделение пузырьков азота, что . приводит к
неприятным болевым ощущениям и потере сознания, а при давле-
нии меньше 47 мм рт. ст. (Н = 19200 м) наблюдается закипание
подкожной жидкости. С целью исключения вредного влияния пони-
женного барометрического давления на самолетах выполняются
1ерметические кабины с избыточным давлением, заданным микро-
климатом.
При разгерметизации кабины самолета на высоте, превышаю-
щей 12 км даже при условии питания чистым кислородом через
несколько секунд после разгерметизации человек теряет сознание
(если не используется специальный компенсирующий костюм или
скафандр).
Поэтому для обеспечения жизнедеятельности экипажа при по-
летах на больших высотах необходима герметическая кабина с
микроклиматом, приближенным к атмосферному у земли, система
кислородного питания, компенсирующие костюмы пли скафандры.
На современных самолетах применяются три основных типа
герметических кабин:
— вентиляционные;
— регенерационные;
— смешанные.
В кабинах вентиляционного типа микроклимат
создается за счет непрерывной подачи воздуха, поступающего от
компрессора двигателя (под заданным давлением и температу-
рой). Такие кабины работают по незамкнутому циклу — избыток
поступающего в кабину воздуха (против заданного перепада дав-
ления) перепускается в атмосферу, то есть происходит непрерыв-
ная вентиляция кабин. Кабины вентиляционного типа установле-
ны на большинстве современных самолетов (Л-29, МИГ-17, АН-24,
АН-12Б, ИЛ-18 и др.).
Регенерационные кабины выполнены по замкнутому
циклу. Выдыхаемый экипажем воздух проходит через специальные
химические очистители и вновь поступает в кабину. Одновременно
в кабину подается кислород для возмещения его расхода. До высот
полета 26—30 км, как правило, применяются кабины вентиляцион-
ного типа, выше — регенерационного типа (в том числе и на кос-
мических кораблях).
Кабины смешанного типа объединяют в себе кон-
структивные элементы вентиляционных и регенерационных кабин
и предназначены в основном для самолетов, летающих на больших
высотах.
2. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
САМОЛЕТА Л-29
Под высотным оборудованием самолета следует понимать ком-
плекс технических средств, обеспечивающих нормальную работо-
способность п жизнедеятельность экипажа при высотном полете.
К этим средствам относятся:
— герметическая кабина (включая систему герметизации фо-
нарей;
— системы кондиционирования воздуха (вентиляция, наддув
и обогрев кабин);
— система кислородного оборудования.
Поскольку высотное оборудование самолета непосредственно
обеспечивает жизнедеятельность экипажа в полете, летчику необ-
ходимо хорошо знать работу системы, уметь определять ее неис-
правность перед полетом и грамотно эксплуатировать в воздухе.
На самолете Л-29 герметическая кабина вентиляционного типа,
с наддувом воздуха от компрессора двигателя. Необходимый за-
кол изменения давления воздуха в кабине с высотой полета осу-
мя
ществляется автоматически с помощью регулятора давления
РД-2И (рис. 85).
Закон изменения давления состоит в следующем:
— до высоты 2 км давление в кабине падает также, как и ат-
мосферное (происходит вентиляция кабины);
— с высоты 2 км до 8 км перепад давления в кабине постепен-
но увеличивается (хотя абсолютное давление меньше атмосферно-
Рис. 85. Гоафик изменения давления в кабине:
1 — регулировка предохранительного клапана; 2 — изменение давле-
ния воздуха в кабине; 3 — изменение атмосферного давления по
MCA; 4 — регулировка клапана отрицательных перегрузок
го у земли) и на высоте 8 км достигает 0,225 кг/см2 (170 мм
рт. ст.);
— с высоты 8 км избыточное давление остается постоянным и
равно 0,225 кг/см2 до потолка самолета.
Из условия прочности кабины нельзя допускать избыточное
давление выше 0,23 кг/см2-.
Таким образом, на высоте 6 км давление в кабине будет со-
ответствовать 3,5 км, на высоте 8 км—’4,5 км, на высоте 10 км—
5,5 км.
Воздух, поступающий в кабину от компрессора двигателя,
имеет температуру t= 190—200°С и обеспечивает обогрев кабины
и стекол фонаря, предохраняя их от запотевания.
Температура воздуха в кабине регулируется автоматически с
помощью терморегулятора ТРТВК-45М, который способен под-
держивать ее в пределах плюс 16° — плюс 26° С. Температура за-
дается летчиком с помощью четырехпозиционного переключателя,
установленного на вспомогательном электрощитке.
Для вентиляции кабины на малых высотах при высоких тем-
пературах наружного воздуха, в ней установлены специальные
заборники, позволяющие производить подачу забортного воздуха.
Воздух от компрессора двигателя подается также для обогре-
ва козырька фонаря с целью предохранения его от обледенения, а
через автоматы АД-5 — к противоперегрузочным костюмам лет-
чиков— ППК-1.
3. РАБОТА СИСТЕМЫ ВЕНТИЛЯЦИИ, НАДДУВА И ОБОГРЕВА КАБИН
Система обеспечивает вентиляцию кабины, создание избыточ-
ного давления в кабине с подъемом самолета на высоту, обогрев
кабины и предохранение стекол фонарей от запотевания (рис. 86).
Система имеет следующие агрегаты и детали:
— электрораспределитель воздуха — агр. 525;
— терморегулятор температуры воздуха кабины—ТРТВК-45М;
'— воздухо-воздушный радиатор (ВВР) —-агр. 186;
— турбохолодильник (ТХ) — агр. 477;
— три обратных клапана — ОКН-ЗО;
— глушитель шума;
— кран включения наддува кабины — ВМ 7601-10;
— предохранительный клапан коллекторов обдува стекол —
ЕЦУ 7600-140;
— рукоятки включения крана наддува кабин;
— регулятор давления РД-2И-А 29;
— предохранительный клапан опасного перепада давления —
ПК-29;
— сигнализатор опасного перепада давления —• ЛУН 1467;
— два указателя высоты и перепада -давления в кабине —
УВПД-15У;
— два заборника наружного воздуха;
— две рукоятки управления вентиляции кабины;
— четырехпознцпоипый переключатель температуры воздуха;
— бортовые штуцеры для проверки герметичности кабины;
— трубопровод забора воздуха от компрессора двигателя в
кабину для обдува стекол фонарей и ног летчиков;
— лампочки сигнализации «Высота в кабине» на табло Т-9.
При работе двигателя сжатый и подогретый воздух от компрес-
сора поступает к электрораспределительному крану и далее, в за-
висимости от заданной терморегулятором ТРТВК-45М температу-
ры, подается в кабину: или по «теплой» ветви, или «по холодной»
через воздухо-воздушный радиатор и турбохолодильник, или же
при установке заслонок электрораспределительного крана в про-
межуточном положении,— часть воздуха поступает по «холодной»
и часть по «теплой» ветвям.
. Электрораспределительный кран имеет три заслонки (две по
«теплой» ветви, одну — по «холодной»), которые управляются
электромеханизмом МРТ-1. Электромеханизм МРТ-1 автоматиче-
ски управляется терморегулятором ТРТВК-45М при установке
четырехпозиционного переключателя в положение «Автомат» или
летчиком при установке переключателя в положение «Холод» или
«Тепло» (крайние положения заслонок крана). Воздух по обеим
ветвям поступает через обратный клапан ОКН-ЗО и глушитель шу-
Рис, 86. Принципиальная схема климатизацни кабин:
I — компрессор двигателя; 2 — электрораспределительный край; 3 — воздухо-воздушный
радиатор; 4 — турбохолодильинк; 5, 6, 7, 8 — обратные клапаны; 9 — глушитель шума;
10, И — фильтры; 12, 13 — автоматы давления АД-5; 14 — кран наружного оббгрева
переднего стекла кабины; 15 кран обогрева кабины; 16 — стравливающий клапан;
17 — коллектор обдува переднего стекла; 18,19 — коллектор обдува ног в передней н зад-
ней кабинах; 21 — коллекторы обдува фонарей кабины; 22 — регулятор давления РД-2*И:
23 — предохранительный клапан ПК-29; 24, 25 — краны вентиляции кабины; 26 — терморе-
гулятор TPT ВК-45М; 27 — штуцеры для проверки герметичности кабины на земле; 28 —•
сигнализатор «опасной» высоты в кабине; 29 — переключатель регулирования температур
ры в кабине; 30, 31 — табло «Давление в кабине»; 32, 33 — заборники наружного возду-
ха; 34, 35 — соединительные муфты ППК; 36, 37 — рукоятки включения наддува кабин;
38 — обогрев переднего стекла
ма к крану наддува. Обратный клапан препятствует утечке воз-
духа из кабины в случае повреждения трубопровода от двигателя
до обратного клапана или при самовыключении двигателя, а так-
же при испытании кабины самолета на герметичность. Глуши-
тель поглощает шум (свист), который возникает в трубопроводе
при выходе сжатого воздуха из компрессора.
Кран наддува управляется рукоятками, расположенными в ка-
бинах на вертикальных стенках правых пультов. Рукоятки управ-
ления связаны тросовой проводкой с краном и между собой. Кро-
ме того, рукоятка управления краном наддува в передней кабине
связана (с помощью рычага) с крапом герметизации откидного
фонаря.
Таким образом, при перемещении рукоятки крана наддува
вперед, вначале герметизируется откидной фонарь, затем.откры-
вается кран наддува. Герметизация сдвижного фонаря произво-
дится инструктором с помощью рукоятки крана, помещенной на
фонаре слева. При открытии крана наддува воздух попадает че-
рез коллекторы на обогрев переднего козырька остекления откид-
ного и сдвижного фонарей, к ногам летчиков и по гибкому шлангу
со специальным эжектором на обдув спиральной пружины (чув-
ствительного элемента) терморегулятора ТРТВК-45М. В трубо-
проводе за краном установлен предохранительный клапан, отрегу-
лированный на избыточное давление 80—90 мм рт. ст., действие
которого заключается в том, что он перепускает чаиь воздуха из
трубопровода в кабину и этим предохраняет остекление фонаря от
перегрева при подаче горячего воздуха.
Регулирование давления воздуха в кабине осуществляется регу-
лятором давления РД-2И-А29 по закону, изображенному на графи-
ке. Избыточное давление кабины перепускается регулятором в ат-
мосферу через горловину на фюзеляже, над которой установлен ре-
гулятор давления (на полу в передней кабине слева от сиденья).
От опасного избыточного давления, которое может появиться
при отказе РД-2И, кабина предохраняется клапаном ПК-29, от-
регулированном на перепад давления 0,25 кг/см2. Избыточное дав-
ление перепускается клапаном в атмосферу через ту же горловину
на фюзеляже. Опасный перепад давления в кабине сигнализи-
руется зажиганием надписи На табло Т-9 «Давление в кабине»,,
которая включается сигнализатором при избыточном давлении
190 мм рт. ст. (0,25 кг/см2) и отрицательном перепаде (давление
в кабине меньше наружного) — 15 мм рт. ст.
На высотах до 2 км при высоких температурах наружного воз-
духа или при появлении дыма в кабине, экипаж может использо-
вать для вентиляции кабины забортный воздух, открыв заслонки
заборников рукоятками. Заборные патрубки установлены па борту
передней части фюзеляжа справа, а их выход в кабины выполнен,
спереди над приборными досками летчиков. В трубопроводе за-
борников установлены обратные клапаны ОКН-ЗО, которые авто-
матически перекрывают выход воздуха из кабины при включении
системы наддува на 2 км.
Для проведения наземного испытания кабины на герметич-
ность на стенке 3-го шпангоута установлены два штуцера, к одно-
му из которых подсоединяется источник воздуха для наполнения
кабины, а ко второму — манометр для замера давления.
Контроль за работой системы в полете осуществляется экипа-
жем по высотомеру ВД-20, указателю УВПД-15У и сигнальной
надписи на табло Т-9 «Давление в кабине».
• Трубопровод системы проложен по правому борту фюзеляжа и
выполнен из дюралюминиевых трубок, которые в местах прохож-
дения через негерметичпый отсек фюзеляжа обшиты теплоизоля-
ционным материалом.
4. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ
Электрораспределитель воздуха — агр. 525 (рис. 87) пред-
назначен для распределения поступающего от компрессора двига-
теля потока воздуха в «теплую» или «холодную» ветви. Состоит
• из двух агрегатов: распределительного крана и электромеханизма
МРТ-1 с редуктором.
Распределительный крап состоит из корпуса, в кото-
ром имеется три штуцера большого диаметра для подсоединения
трубопроводов и один (малый) штуцер для ’подсоединения трубки
дренажа; трех заслонок, рычажного механизма, посредством ко-
торого происходит управление заслонки от электромеханизма. На
поводках привода заслонок помимо тяги рычажного механизма
установлены пружины, которые предупреждают выход из строя
электромеханизма при неправильной регулировке заслонок.
Две заслонки распределительного крана установлены по «теп-
лой» ветви, одна — по «холодной». Между заслонками «теплой»
ветви установлен штуцер, к которому подсоединяется дренажная
трубка для вывода горячего воздуха, прошедшего через закрытую
заслонку (положение крана на «холод»), в атмосферу. ' е
Электромеханизм управления заслонками состоит
из сериесного реверсивного электромотора, редуктора с передаточ-
ным отношением 1 :20000, потенциометра обратной связи, двух
концевых выключателей и искрогасящего конденсатора.
Редуктор состоит из двух пар зубчатых и двух пар червячных
передач. Потенциометр служит для обеспечения обратной связи в
системе регулирования температуры воздуха в кабине с помощью
ТРТВК-45М. Потенциометр состоит пз катушки с обмоткой сопро-
тивления, панели с контактной подкладкой, ползуна. Контактная
подкладка и ползун образуют электрическое соединение с катуш-
кой электромагнита терморегулятора ТРТВК-45М. <
Концевые выключатели предназначены для выключения электро-
мотора в крайних положениях. Выключение концевых выключате-
лей производит кулачок, установленный на валу редуктора элект-
ромеханизма (поворот на 90°).
Электрораспределительный кран установлен на левом верхнем
подкосе рамы двигателя.
Терморегулятор ТРТВК-45М предназначен для автоматическо-
го поддержания температуры воздуха в кабине (в диапазоне плюс
16 — плюс 26° С).
Термостат (рис. 88) состоит из биметаллической спирали (5)t
подвижного контакта (7), двух жестких контактов (8, 9), электро-
11
3
Холодная ветвь
Подача
10
О
Теплая ветвь
Рис. 87. Электрораспределптель воздуха:
I распределительный кран; 2 — электромеханики управ-
ления краном; 3 — рычажный механизм; 4 — винт с раз-
движной втулкой; 5 — электромотор; 6 — редуктор; 7 —
потенциометр г 8 — электрофильтр; 9. 10, II — заслоним
магнитной катушки обратной связи (6), блока прерывателя и лим-
ба задатчика температур.
Совместная работа терморегулятора и исполнительного меха-
низма МРТ-1 происходит следующим образом.
а) При установке четырехпозиционного переключателя в поло-
жение «Автомат» и установке па шкале термостата заданной тем-
пературы (в пределах плюс 16° —плюс 26° С).
На биметаллическую спираль воздействует подводимый через
трубу и эжектор воздух, идущий от компрессора двигателя в ка-
бину. В том случае, если температура воздуха в кабине превы-
Рис. 88. Принципиальная схема терморегулятора с электромеханизмом МРТ-1:
I — реверсивный электромотор; 2 — потенциометр обратной связи; 3 — концевые вык-
лючатели; 4 — нскрогасящне конденсаторы; 5 —> биметаллическая спираль; 6 —- ка-
тушка обратной связи; 7 —< подвижный контакт; 8, 9 — неподвижные контакты
‘ тает заданную, биметаллическая спираль закручивается и под-
вижный контакт (7) замыкается с неподвижным (8), при этом
включается электромотор, который поворачивает заслонки распре-
делительного крана в положение подвода в кабину холодного воз-
духа. При температуре воздуха в кабине меньше заданной биме-
таллическая спираль раскручивается и подвижный контакт(7) за-
мыкается с неподвижным контактом (9), включается электромо-
тор и поворачивает заслонку распределительного крана в положе-
ние подвода в кабину теплого воздуха.
Терморегулятор снабжен электромагнитной катушкой обратной
связи (6), соединенной с потенциометром электромеханизма МРТ-1.
Ползун потенциометра, жестко соединенный с кулачком редуктора
электромотора, поворачивается вправо и влево совместно с заслон-
ками распределительного крана. Электрическая цепь потенциомет-
ра выполнена таким образом, что один конец потенциометра и
катушки обратной связи присоединены к отрицательному полюсу,
другой конец потенциометра — к положительному; ползун потен-
циометра соединен с проводом катушки обратной связи. Чем боль-
ше заслонки крана повернутся (например, влево), то есть, чем
больше теплого воздуха входит в кабину, тем большее напряже-
ние возникает на концах катушки обратной связи и вместе с этим
увеличивается сила притяжения подвижного контакта.
Подвижный контакт притягивается к катушке обратной связи,
разъединяет цепь и этим выключает электромотор раньше, чем
температура в кабине достигает заданной. Это предварительное
выключение необходимо потому, что биметаллическая спираль не
реагирует мгновенно на изменение окружающей среды, то есть у
спирали имеется определенная инерция при изменении темпера-
тур, вследствие чего в кабине может произойти увеличение или
уменьшение температуры.
Таким образом на рычаг с подвижным контактом действуют
два момента: момент биметаллической спирали и момент электро-
магнита обратной связи. Обратная связь обеспечивает плавное
изменение температуры в кабине в заданном на лимбе ТРТВК-45М
пределе.
б) При установке четырехпозиционного переключателя в по-
ложение «тепло» пли «холод».
В этих случаях ток подается от четырехпозиционного переклю-
чателя непосредственно на электромеханизм МРТ-1 и мотор пере-
мещает заслонки распределительного крана в крайние положения
(до включения цепи микровыключателями мотора) на подачу хо-
лодного или теплого воздуха.
Терморегулятор ТРТВК-45М установлен на полу кабины сле-
ва за сиденьем. Температура на лимбе ТРТВК-45М задается лет-
чиком или техником до посадку в кабину.
Воздухо-воздушный радиатор (ВВР) служит для охлаждения
воздуха, поступающего из компрессора двигателя в кабину.
Радиатор состоит из корпуса и элементов охлаждения, обра-
зованных плоскими дюралюминиевыми трубками. Через трубки
сжатый воздух проходит в кабину, наружная поверхность трубок
обдувается охлажденным воздухом, который подается вентилято-
ром турбохолодильника. Блок охлаждающих элементов состоит из
двух частей. Каждая часть включает сеть трубок, сваренных по
торцам. Для увеличения охлаждающей поверхности внутренние и
наружные поверхности трубок снабжены волнистыми ребрами.
При прохождении теплого воздуха через радиатор его температу-
ра понижается приблизительно на 10%.
Установлен ВВР на нижнем подкосе рамы двигателя слева.
Турбохолодильник (рис. 89) является второй ступенью в систе-
ме охлаждения воздуха, поступающего от компрессора двигателя
в кабину. Состоит из корпуса, турбины и вентилятора, установлен-
ных на одном валу, соплового аппарата турбины, кожуха турбины
и диффузора.
Принцип охлаждения воздуха в турбине основан на преобразо-
вании тепловой энергии воздуха в механическую работу. В сопло;
вом аппарате турбины воздух приобретает повышенную скорость
течения, что обеспечивает преобразование потенциальной энергии
в кинетическую, часть которой используется па вращение ротора
• турбины, нагруженного вентилятором. Воздух, совершив адиаба-
тическую работу на лопатках турбины, теряет приблизительно 90%
8 9 5 4
Рис. 89. Турбохолодильник:
1 — кожух турбины; 2 — корпус турбохолодильника; 3 — корпус подшипников; 4 — соп-
ловой аппарат; 5 — диск турбины; 6 — вентилятор; 7 —( диффузор; 8 — вал; 9 — проме-
. жуточнан стенка
своей начальной скорости, приобретенной в сопловом аппарате, и
выходит из турбины, имея меньшие скорость, давление и темпера-
туру.
Через выходной патрубок охлажденный воздух поступает в ка-
бину. Вентилятор, приводимый во вращение турбиной, служит на-
грузкой для нее и используется для просасывания холодного за-
бортного воздуха через ВВР, чем повышается эффективность .его
работы.
Турбохолодильник с помощью кронштейна крепится на ВВР.
Обратный клапан — ОКН-ЗО (рис. 90) состоит из кор-
пуса с двумя фланцами для крепления в трубопроводе, тарельча-
того сферического клапана со штоком и пружиной основания, в
которое запрессована направляющая втулка штока клапана.
Клапан пропускает воздух только в одном направлении, ко-
торое указано на корпусе стрелкой — в кабину.
В системе'установлено три обратных клапана. Два — на забор-
никах наружного воздуха, один — в трубопроводе системы возле
Рис. 90. Обратный клапан ОКН-ЗО:
1 — корпус: 2 — основание; 3 — клапан со штоком; 4 — пружина; 5 —< втулка
глушителя шума. Назначение клапанов — препятствовать выходу
воздуха из кабины.
Глушитель шума (демпфер) служит для уменьшения
шума (свиста), который вызывается сжатым воздухом при выходе
его из компрессора двигателя. Состоит из стального корпуса, в
который вварены две конусные трубки, входящие одна в другую,
с большим количеством отверстий.
Установлен в трубопроводе, проходящем в надстройке каби*
ны (после обратного клапана).
Кран питания кабины (рис. 91) предназначен для пе-
рекрытия или подачи воздуха от компрессора двигателя в кабину.
Состоит из корпуса с двумя штуцерами, в котором смонтирован
цилиндрический золотник, вращающийся на оси. Привод оси осу-
ществляется роликом, который приводится во вращение тросами
от ручек управления краном наддува. Имеет два положения «от-
крыт» и «закрыт».
Рис. 91. Край питания кабины:
1 — корпус; 2 — золотник;
3 — крышка; 4 — рукоятка
Предохранительный клапан коллекторов об-
дува воздуха предназначен для перепуска части воздуха из
трубопровода системы наддува и этим препятствует перегреву сте-
кол фонаря при подаче горячего воздуха. Состоит из корпуса с
крышкой, в которой смонтирован тарельчатый клапан с пружиной,
Оттарпроцан на избыточное давление 80—90 мм рт. ст. Уста-
новлен в трубопроводе под правым пультом в передней кабине.
Регулятор давления — РД-2И-А29 служит для поддер-
жания, с подъемом самолета на высоту, давления, воздуха в ка-
рбине в соответствии с заданным законом регулирования. Регуля-
тор давления является комплексным агрегатом, автоматически
выполняющим ряд самостоятельных функций: поддержание пере-
менного абсолютного давления, поддержание с определенной вы-
соты постоянного избыточного давления и ограничение отрицатель-
ного перепада давления в кабине, возможного при резком сниже-
нии самолета. Кроме того, регулятор имеет клапан ручного регу-
лирования давления, с помощью которого можно частично или
полностью сбрасывать давление из кабины.
Чувствительным элементом регулятора абсолютного давления
(рис. 92) служит сильфон (10) с пружиной (9). Регулирующим
органом этого регулятора являются сдвоенные клапаны разного
диаметра (2,17), соединенные с подвижным центром сильфона
через шток (3) и пружину (8). Пружина в этом случае играет
роль жесткой связи.
Чувствительным элементом регулятора избыточного давления
является система сдвоенных клапанов (2, 17) с пружиной (8). В
этом случае пружина (8) работает (сжимается) под действием
суммарной силы от этих клапанов.
Регулирующим органом служит та же система клапанов, имею-
щая свободу перемещения вдоль соединения штока с сильфоном.
Кроме регуляторов абсолютного и избыточного давления в кор-
пусе (1) регулятора давления РД-2И имеются: клапан отрицатель-
ного перепада давления с пружиной (14); маховичок ручного ре-
гулирования (13), которым (при вращении против часовой стрел-
ки) можно открыть клапан отрицательного перепада и этим сооб-
щить кабину с атмосферой; регулировочный винт (5); упоры (до-
нышко) сильфона (7) и фланец крепления регулятора давления к
.фюзеляжу (1).
В корпусе регулятора давления имеются отверстия для сооб-
щения его полостей с воздухом кабины, нижний фланец через
трубку соединен с атмосферным воздухом.
В соответствии с законом регулирования регулятор давления
обеспечивает три этапа работы:
а) При высоте полета до Н = 2000 м — свободную вентиляцию
кабины.
У земли сильфон (10) находится в сжатом состоянии, сдвоен-
ные клапаны (3, 4) открыты. Воздух, поступающий от компрессо-
ра двигателя, через окна корпуса и открытые сдвоенным клапаном
'Отверстия выходит наружу. Несмотря на то, что с увеличением вы-
соты полета сильфон начинает разжиматься и прикрывать клапа-
нами выходные отверстия, все же их сечения позволяют выходить
избытку воздуха из кабины в атмосферу и увеличения давления
воздуха в кабине не происходит. При таких положениях клапана
осуществляется свободная вентиляция кабины.
Рис. 92. Регулятор давления РД-2И:
Л — корпус; 2 — клапан; 3 — шток клапанов; 4 — крышка кожуха; 5 —ч винт; 6 — центр
сильфона; 7 — донышко сильфона; 8, 9 — пружины; 10 — вакуумированный сильфон;
11 — кожух сильфона; 12 — ось клапана; 13 — рукоятка клапана; 14 — пружина; 15 —i
тарелка клапана; 16 — направляющая с седлом; 17 — большой клапан; 18 — клапан от-
рицательного перепада
б) При высоте полета от II = 2000 м до Н = 8000 м — нараста-
ние избыточного давления в кабине.
. По мере увеличения высоты полета (более 2000 м) абсолютное
давление воздуха в кабине уменьшается, сильфон разжимается и
начинает прикрывать сдвоенным клапаном выходные отверстия.
Пружина (8) в этом случае играет роль жесткой связи.
Поскольку сечения отверстий, прикрываемых сдвоенным клапа-
ном, с увеличением высоты полета постепенно уменьшаются, в ка-
оине растет избыточное давление. На высоте Н = 8000 м разжатый'
сильфон упирается в упоры (7) корпуса регулятора и сдвоенный
клапан полностью перекрывает выход воздуха из кабины в атмо-
сферу. При этом избыточное давление в кабине достигает макси-
мальной величины —J70 мм рт. ст. (0,225 кг/см2).
в) При высоте полета с Н = 8000 м до потолка самолета — под-
держание постоянного избыточного давления.
Вступает в работу регулятор избыточного давления. Клапан
(17), открывающийся в сторону атмосферы, имеет большую пло-
щадь, чем клапан (2), открывающийся в сторону кабины. При из-
быточном давлении 170 мм рт. ст. (0,225 кг/см2) на поверхность
равную разности площадей этих клапанов (17 и 2) на их откры-
тие действует сила, которая уравновешивается силой пружины (8).
При увеличении высоты полета разность давлений увеличивается
(возрастает сила на открытие сдвоенного клапана), пружина (8)
уже не может уравновесить систему и сдвоенный клапан откры-
вается.
Воздух из кабины стравливается в атмосферу до сохранения
избыточного давления 0,225 кг/см2 (абсолютное давление умень-
шается). Таким образом происходит поддержание постоянного за-
данного избыточного давления. Пружина (8) отрегулирована так,
чтобы могла сжиматься и допускать открытие клапанов в тех
случаях, когда на площадь клапанов действует избыточное давле-
ние, равное заданному (Р каб.— Р нар.).
При возникновении в кабине давления меньшего/ чем наруж-
ное атмосферное, что возможно при резком снижении самолета,
открывается клапан отрицательного перепада (18), который сооб-
щает кабину с атмосферой. Г^лапан отрегулирован на отрицатель-
ный перепад, равный 10—20 мм рт. ст. (0,01—0,02 кг/см2). При
нормальных условиях маховичок ручной регулировки (13) завер-'
нут полностью (по часовой стрелке). Если полностью отвернуть
маховичок (против часовой стрелки), можно стравить давление из
кабины в атмосферу. Однако, практически на самолете Л-29 этим
не пользуются.
РД-2И установлен на полу в передней кабине слева от сиденья.
Предохранительный клапан опасного перепа-
да давления ПК-29 (рис. 93) служит для предохранения ка-
бины от воздействия избыточного давления, превышающего до-
пустимый предел з случае отказа РД-2и. Клапан отрегулирован
на избыточное давление 195 мм рт. ст. Состоит из корпуса с флан-
цем для крепления к фюзеляжу и тарельчатого клапана с направ-
ляющим штоком и пружиной. Клапан прижат пружиной к двум
седлам корпуса. При возникновении чрезмерного избыточного
давления клапан открывается и пропускает избыток воздуха из
кабины в атмосферу. Установлен на полу кабины летчика справа
от сиденья.
Сигнализатор опасного перепада давления в
к а б и н е предназначен для предупреждения экипажа самолета
162
Рис. 93. Предохранительный
клапан ПК-29:
1 — корпус; 2 — клапан; 3 — втул-
ка; 4 — штифт оси клапана; 5 —<
пружина; 6 — гайка; 7 — крышка
о наличии опасного избыточного давления или недопустимого от-
рицательного перепада давления в кабине.
Принцип действия прибора основан на использовании упругих
свойств анероида, являющегося чувствительным элементом сигна-
лизатора. Во внутрь анероида подводится статическое давление от
трубки ПВД-5, а снаружи — давление кабины. При изменении
разности давлений подвижный жесткий центр анероида переме-
щается и замыкает один из двух неподвижных контактов электро-
цепи сигнальной лампочки табло Т-9 (надпись «Давление в каби-
не») .
Сигнальная надпись загорается при избыточном давлении в ка-
бине 190 мм рт. ст. (0,25 кг/см2) и при отрицательном перепаде,
равном 15 мм рт. ст. (0,2 кг/см2).
Сигнализатор установлен под левым пультом в первой ка-
бине.
Указатель высоты и перепада давления в ка-
бине — УВПД-15У двухстрелочный,' предназначен для измере-
ния «высоты» и перепада давления в кабине. Устройство и прин-
цип действия прибора излагаются в главе XI «Приборное обору-
дование самолета»,
л
5. СИСТЕМА ОБОГРЕВА КОЗЫРЬКА ФОНАРЯ И ПОДВОДА ВОЗДУХА К ППК-1
»
Часть воздуха, отбираемая от компрессора двигателя, по от-,
дельному трубопроводу поступает на обогрев козырька фонаря
снаружи с целью предохранения его от обледенения, а также на
противоперегрузочные костюмы членов экипажа.
В системе установлены следующие агрегаты:
— пневматический клапан;
— обратный клапан — ОКН-ЗО;
— два фильтра автомата АД-5;
— два автомата давления —АД-5;
— кран включения обогрева козырька фонаря;
— трубопровод системы, патрубок обогрева козырька и гибкие
шланги подвода воздуха к ППК-1.
Воздух от компрессора двигателя (Р2 = 4,12 кг/см2 плюс
190—200° С) поступает к пневматическому клапану и от него
через обратный клапан ОКН-ЗО к автоматам давления АД-5 и
крану обогрева козырька фонаря. Перемещением рычага крана
вперед одновременно включаются противообледенительные устрой-
ства козырька фонаря и обогрев входного направляющего аппа-'
рата двигателя. Если кран козырька фонаря закрыт, воздух на
обогрев входного устройства двигателя М-701 не поступает (тру-
бопровод закрыт сферой пневматического клапана). При открытии
крана обогрева козырька фонаря сфера пневматического клапана
под воздействием появившегося разрежения поднимается кверху
и воздух поступает на обогрев козырька фонаря и обогрев вход-
ного устройства двигателя. Кран включения обогрева козырька
фонаря установлен в трубопроводе, проходящем под левым пуль-
том в передней кабине, рукоятка управления краном установлена
на вертикальной стенке пульта (в кабине инструктора такого уп-
равления нет).
Для летчиков с целью облегчения перенесения перегрузок при
выполнении фигур высшего пилотажа предусмотрены противоне-
регрузочные костюмы ППК-1. Брюки костюма снабжены надувны-
ми камерами, которые расположены на животе, бедрах и икрах
ног. Эти камеры в зависимости от величины перегрузки напол-
няются сжатым воздухом и стягивают в этих местах костюм, чем
препятствуют отливанию крови из верхней части тела в нижнюю.
Костюм ППК-1 подсоединяется к бортовой сети при помощи
шланга с быстро-разъемным соединением.
Подгонка костюма летчиком производится на земле в присут-
ствии врача.
Воздух от компрессора двигателя вначале проходит через бу-
мажные фильтры АД-5, где очищается от механических частиц,
затем подходит к автоматам давления АД-5.
Автомат давления предназначен для регулирования давления
воздуха, подаваемого в ППК-1 в зависимости от величины пере-
грузки. Автомат состоит из корпуса, в котором смонтирован зо-
лотник, распределяющий воздух в камеры костюма. Золотник
удерживается в нейтральном положении пружиной, которая давит
снизу вверх. Против силы пружины действует вес самого золотни-
ка и двух грузов. Действие верхнего груза может быть исключено
поворачиванием головки автомата в положение «мин» (минимум).
В положении «макс» (максимум) оба груза находятся в действии.
При действии перегрузки грузы давят на пружину и -открывают
золотник до тех пор, пока давление воздуха на золотник снизу не
уравновесит силу инерции грузов. Как только прекращается дей-
ствие перегрузки, золотник перестает пропускать воздух в камеры
костюма, а оставшийся сжатый воздух уходит в кабину. Автомат
работает в диапазоне перегрузки от 1,75 до 8.
В головке автомата (под резиновым колпачком) имеется кноп-
ка, при помощи которой можно на земле (при работающем двига-
теле) проверить исправность автомата.
Определенным перегрузкам соответствуют, при положении
«макс» и.«мин» головки автомата, определенные избыточные дав-
ления в камерах костюма.
Перегрузка
Избыточное давле-
ние при положении
«макс»
Избыточное давление
при положении
«мин»
1,75
8
15 мм рт. ст.
10 мм рт. ст.
400—465 мм рт. ст. 316 мм рт. ст.
Фильтры и автоматы АД-5 установлены под левыми пультами
в обеих кабинах, головки автоматов выступают над пультом.
6. ПОРЯДОК ПРОВЕРКИ ГЕРМЕТИЧНОСТИ КАБИН
Система наддува кабин обеспечивает нормальные условия
жизнедеятельности экипажа (заданный закон поддержания дав-
ления в кабинах) в том случае, если передняя часть фюзеляжа
будет герметична.
В процессе эксплуатации герметичность передней части фюзе-
ляжа может нарушиться вследствие ослабления герметизации за-
клепочных швов, неаккуратной замены стекол фонарей, после от-
стыковки передней части фюзеляжа (при замене топливного ба-
ка, при повреждении 3-го шпангоута, при замене агрегатов
РД-2И, ПК-29 и др.).
Поэтому при выполнении регламентных работ производится
испытание кабин самолета на герметичность.
Испытание осуществляется следующим образом:
— на фюзеляже с помощью специальных заглушок закры-
ваются отверстия, сообщающие регулятор РД-2И и предохрани-
тельный клапан ПК-29 с атмосферой.
— к штуцерам проверки герметичности кабин (под откидным
люком носовой части фюзеляжа на 3 шпангоуте) подключается
шланг от аэродромного источника сжатого воздуха и ко второму
штуцеру—контрольный манометр. Аэродромный источник можно
также подключить к зарядному штуцеру воздушной системы и
подать воздух в кабину, открыв кран наполнения кабины.
— открывается кран аэродромного источника воздуха — каби-
на наполняется воздухом до избыточного давления 170 мм рт. ст.,
при этом скорость нарастания давления не должна превышать
75 мм рт. ст. в мин.
— после достижения давления 170 мм рт. ст. кран подачи воз-
духа от аэродромного источника закрывается и замеряется время,
в течение которого давление в кабине понизится до 120 мм рт. ст.
Кабина считается герметичной, если понижение давления про-
исходит за время не менее 60 сек. При меньшем времени падения
давления необходимо найти место утечки воздуха и устранить
неисправность.
Примечание. Если при испытании кабины на герметичность ис-
пользуется для замера давления прибор УВПД-15У, падение дав-
ления замеряется с 0,23 кг/см2 до 0,16 кг/см2.
7. НАЗНАЧЕНИЕ И ХАРАКТЕРИСТИКА КИСЛОРОДНОГО ОБОРУДОВАНИЯ.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА КИСЛОРОДНОЙ СИСТЕМЫ
Кислородное оборудование предназначено для питания летчи-
ков кислородом в полете и при снижении на парашюте после ка-
тапультирования. Оно включает:
— три кислородных баллона емкостью по 4 л с давлением кис-
лорода в них 150 кг/см2;
— два кислородных прибора КП-18;
— • два парашютных кислородных прибора КП-23.
Запаса кислорода на самолете (с вычетом 20%-го остатка) до-
статочно для обеспечения двух летчиков при полете продолжи-
тельностью до 2 час. 24 мин. при среднем расходе кислорода для
прибора КП-18 5 л/мин. В комплект бортового кислородного при-
бора входят: прибор КП-18; кислородный вентиль КВ-2 МС; кис-
лородный редуктор КР-14А; индикатор кислорода ИК-18; кисло-
Рис. 94. Принципиальная схема кислородной системы
родный шланг КШ-10; кислородная маска КМ-32 (КМ-16Н) с за-
. щитным шлемом ЗШ-З (рис. 94).
Прибор КП-18, вентиль, редуктор и шланг находятся на левой
горизонтальной панели кабины; индикатор — на левой, неоткид-
ной части приборной доски, а прибор КП-23 — в кармане ранца
парашюта.
Зарядка баллонов кислородом осуществляется через зарядный
штуцер с обратным клапаном, который расположен в носовой ча-
сти фюзеляжа слева. Кислород от баллонов к каждому бортово-
му прибору подводится по закольцованной системе трубопроводов
•с обратными клапанами у баллонов через бортовой вентиль
КВ-2МС и редуктор КР-14А, понижающий давление кислорода от
150 до 10 кг/см2.
При этом каждый летчик питается кислородом от одного бал-
лона (основного). Третий (дополнительный) кислородный бал-
лон соединен с каждым основным баллоном и является общим
для обоих летчиков. В случае повреждения одной из закольцован-
ных магистралей летчик, находящийся в задней кабине, может
открыть вентиль КВ-2МС кольцевания кислородной системы.
В этом случае питание кислородом обоих летчиков будет осу-
ществляться от одного основного баллона того летчика, у кото-
рого манометр индикатора ИК-18 показывает давление кисло-
рода.
Контроль за давлением кислорода в баллонах обеспечивается
с помощью манометра индикатора ИК-18, а за работой бортового
прибора с помощью сегментов индикатора ИК-18.
8. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ КИСЛОРОДНОЙ СИСТЕМЫ
л
Кислородный прибор КП-18 (рис. 95) является бортовым ста-
' ционарным прибором, работающим по принципу легочного ав-
томата, т. е. необходимое количество кислорода подается только
во время вдоха. При установке рукоятки автомата подсоса возду-
ха прибора в положение «открыт» обеспечивается увеличение про-
центного содержания кислорода во вдыхаемой газовой смеси на
высотах от нуля до 10 000 м с целью поддержания парциального
давления кислорода в этой смеси, близкого к наземному.
На высотах более 10 000 м для дыхания подается чистый кис-
лород. На дыхание чистым кислородом можно перейти на любой
высоте, начиная с земли. Для этого рукоятку подсоса воздуха на
приборе КП-18 необходимо установить в положение «закр.».
На высотах более 4000 м с помощью прибора в системе дыха-
ния поддерживается небольшое, на 20—40 мм вод. ст. по сравне-
нию с окружающим избыточное давление, которое препятствует
подсосу атмосферного воздуха и возможному появлению кисло-
родного голодания в случае возникновения негерметичности в
системе дыхания (маске, шлангах и др.) на этих высотах.
Основные технические данные прибора даны в таблице 10.
В легочный автомат кислород поступает от редуктора КР-14
под давлением около 10 кг/см2. Когда давление в корпусе между
мембранами равно давлению в кабине, клапан легочного автома-
та (2) закрывает доступ кислорода в полость корпуса, заключен-
ную между мембранами.
При вдохе между мембранами создается разрежение и под
действием внешнего давления мембраны прогибаются внутрь, пе-
ремещая при этом рычаги, которые открывают клапан легочного
автомата (2). Кислород из редуктора через клапан (2) и сопло (3)
поступает в корпус прибора. Ввиду большой скорости перетекания
кислорода из сопла на его срезе создается разрежение, которое
передается на клапан подсоса воздуха. Из полости прибора для
дыхания будет подводиться смесь кислорода и воздуха.
4
8
Рис, 95. Кислородный прибор КП-18:
1 — мембрана; 2 — клапан легочного автомата; 3 —сопло; 4 — клапан подсоса атмосферного воздуха; 5 — рукоятка
подсоса воздуха; 6 — аварийный вентиль; 7 — механизм избыточного давления; 8 — индикатор; 9 редуктор КР-14; 10
трубка подвода кислорода от баллонов; Ц — кислородная маска; 12 — бортовой кислородный вентиль; 13 мембра-
ны; Ц — рычаги
Наименование параметров
Значение параметров
Граница пользования прибором, м
Давление кцслорода в баллонах, кг/см2
Установочное давление редуктора, кг/см2
Сопротивление вдоху прибора при темп.
+ 20° С и при легочной вентиляции
30 л/мин, мм вод. ст.
Процентное содержание кислорода во вды-
хаемой смеси по высотам, %:
на высоте 4 км
на высоте 8,5 км
на высоте 7,5 км
Избыточное давление на высоте 12 км,
мм вод, ст.
12000
150+30
10±2
не более 25
33—55
90 и более
92 и менее
30—40
С увеличением высоты полета давление в кабине уменьшается,
-анероиды автомата подсоса будут расширяться и своим клапаном
уменьшать подачу подсасываемого воздуха из кабины. На высоте
8—9 км доступ кабинного воздуха в прибор прекращается и дыха-
ние осуществляется чистым кислородом.
При необходимости, летчик может включить подсос воздуха,
повернув рукоятку автомата подсоса. С высоты 4 км анероид ме-
ханизма избыточного давления' (7) нажимает на одну из мембран,
приоткрывая этим клапан (2). В результате в корпусе прибора
возникает избыточное давление (3—4 мм рт. ст.), которое подает-
ся и в кислородную маску летчика.
При недостатке кислорода вручную открывается вентиль (6),
обеспечивающий дополнительную подачу кислорода в прибор.
Контроль за работой системы подачи кислорода осуществляет-
ся с помощью индикатора (8).
Редуктор КР-14А имеет вентиль, с помощью которого при от-
крытии обеспечивается аварийная непрерывная подача (10 л/мин.)
кислорода в маску, минуя легочный автомат бортового кислород-
ного прибора КП-18.
Парашютный кислородный прибор КП-23 (рис. 96) предназна-
чен для питания членов экипажа кислородом при совершении ими
прыжков с парашютом или при отказе бортового кислородного
оборудования при снижении до безопасной высоты. Основные тех-,
нические данные прибора приведены в таблице 11.
В комплект прибора входят: батарея баллончиков; капилляр-
ная трубка; переключатель с запорно-пусковым клапаном; мано-
метр кислорода; зарядный штуцер с обратным клапаном и за'-
глушкой, а также два шланга (короткий шланг с разъединителем
.длиной 0,25 м и большой длиной 0,7 м). Все узлы прибора смонти-
рованы внутри плоской коробки, состоящей из основания и
крышки.
Батарея баллончиков состоит из 12 последовательно соединен-
ных баллончиков, которые с помощью капиллярной трубки соеди-
нены с запорно-пусковым клапаном переключателя.
2 6 7 9 8 11 12 ’ч
Рис. 96. Парашютный кислородный прибор КП-23:
1—капиллярная трубка: 2 — корпус клапана: 3 — запорно-пусковой клапан; 4 — рычаг;
5 — пружина; 6 — обратный клапан; 7 — полный стопорный шток; 8 — втулка; 9 —
контровочные ушки; 10 — шланг; 11 — шпилька разъединителя; 12 — цепочка
разъединителя; 13 — зарядный штуцер; 14 — баллончики; 15 манометр
При питании летчиков кислородом от стационарного кисло-
родного прибора доступ кислорода из баллончиков к маскам пере-
крывается клапаном.
При необходимости пользования парашютным прибором из
разъединителя должны быть выдернуты вручную или автомати-
чески (в момент катапультирования) шпильки. При этом происхо-
дит отсоединение короткого шланга от переключателя, включение
непрерывной подачи кислорода от парашютного прибора и закры-
тие обратного клапана переключателя, препятствующего истече-
нию кислорода в атмосферу.
Если подаваемого прибором кислорода со временем не будет
хватать для вдоха, то недостающее количество воздуха летчик
Наименование параметров
Значение параметров
Максимальная высота применения, м
Водяная емкость батареи баллончиков, л
Рабочее давление кислорода в баллончи-
ках, кг/см2
Запас кислорода, приведенный к нормаль-
ному давлению и нормальной температу-
ре, л
Подача кислорода прибором через 3 мин,
после его включения при первоначаль-
ном давлении в баллончиках 150 кг/см2
н нормальной температуре, л/мин
Подача кислорода прибором через 11 мин.
после его включения при нормальном иа
чалыюм давлении в баллончиках 150
кг/см2 и нормальной температуре, л/мин.
Цена делений шкалы манометра до от-
метки шкалы 100 кг/см2
Цена делений шкалы манометра между
отметками 100 и 150 кг/см2
Погрешность показаний манометра при нор-
мальной температуре, кг/см2
Вес прибора, кг
13000
0.825
150
123,75
Не менее 13
Не менее 3
10
25
— 15
+25
5
будет подсасывать из окружающей атмосферы через открываю-
щийся при вдохе обратный клапан переключателя (при возник-
новении разрежения перед клапаном около 20 мм вод. ст.).
Запаса кислорода в приборе достаточно для дыхания в тече-
ние 13—15 мин.
9. ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
При предполетном осмотре оборудования кабины
летчик должен проверить:
— • отсутствие заглушек на отверстиях фюзеляжа в местах вы-
хода воздуха из РД-2И и ПК-29;
— исправность системы герметизации фонарей;
— установку автомата ТРТВК-45М на заданную температуру;
— плавность перемещения рычага управления краном надду-
ва (предварительно убедиться, что замки откидного фонаря за-
крыты) и обогрева переднего козырька фонаря;
— • отсутствие трещин на остеклении фонаря;
— исправность приборов УВПД-15У и табло Т-9 (включить
АЗС «Сеть», «Батарея», «День» и нажать на кнопку контроля.
При этом должны загореться все девять надписей);
— исправность бортового кислородного шланга и шланга под--
вода воздуха к ППК-1. Подсоединить шланги после посадки в ка-
бину;
— состояние и подгонку кислородной маски;
— состояние и зарядку парашютного кислородного прибора
КП-23 (давление 150 кг/см2);
— зарядку системы кислородом (по ИК-18). Давление в сис-
теме должно быть не менее 135 кг/см2;
— герметичность кислородной маски, для чего при надетой
маске и зажатом гофрированном шланге произвести вдох; если
вдох произвести невозможно — маска герметична;
— • герметичность кислородной системы низкого давления при
' разрежении, для чего закрыть кислородный вентиль и кран под-
соса воздуха и произвести несколько вдохов и выдохов; если вдох
после стравливания кислорода произвести невозможно, система
' низкого давления герметична;
— подачу кислорода и работу бортового кислородного при-
бора при дыхании (ио сегментам указателя ИК-18), при вдохе сег-
менты на индикаторе должны расходиться, при выдохе — схо-
диться;
— непрерывную (аварийную) подачу кислорода, открыв ава-
рийный вентиль кислородного редуктора; при включении этой
подачи сегменты ИК-18 должны расходиться.
При опробовании двигателя летчик должен прове-
рить:
— исправность системы герметизации фонарей; для чего пере-
двинуть рукоятку крана наддува в положение «герм» и подать
команду загерметизировать сдвижной фонарь. Убедиться, что воз-
дух в шланги герметизации поступил и его стравливания в си-
стеме не наблюдается;
— исправность системы вентиляции, наддува и отопления ка-
бин; для чего установить РУД на обороты 45% и полностью* от-
крыть кран наддува, при этом убедиться, что теплый воздух по-
ступает в кабину, в ней не чувствуется дыма.
Перед каждым высотным полетом проверка про-
изводится в следующем порядке:
— ‘ устанавливается заглушка на РД-2И;
— на оборотах 45% кран наддува полностью открывается, при
этом перепад давления на УВПД-15У должен достичь величины
0,225 кг/см2 (если давление в кабине нарастает медленно и не до-
стигает этой величины, значит кабина негерметична);
—» проверяется исправность системы подачи воздуха в проти-
воперегрузочный костюм ППК-1, для чего на оборотах 45% уста-
новить головку автомата на «мин» и нажать на кнопку — каме-
ры костюма должны надуваться (при отпускании кнопки — воз-
дух должен стравливаться).
При опробовании двигателя ЗАПРЕЩАЕТСЯ включать обо-
грев козырька фонаря, так как на земле, при отсутствии обдува
козырька воздухом, органическое стекло будет перегрето и при-
дет в негодность.
Перед, выруливанием со стоянки летчик должен
еще раз проверить:
— открытие вентиля кислородного баллона, закрытие аварий-
ного вентиля кислородного редуктора и установку флажка подсо-
са воздуха в положение «Смесь»;
— полное открытие крана наддува кабины и подачу воздуха в
кабину (по ощущению обдува руки воздухом, выходящим из кол-
лекторов обдува стекол фонаря);
— положение четырехпозиционного переключателя регулиро-
вания температуры воздуха в кабине, который устанавливается:
при температуре наружного воздуха у земли выше +20° С — в по-
ложение «Холод»; при температуре наружного воздуха у земли
+5° С и ниже — в положение «Тепло»; при температуре наружно-
го воздуха у земли от +5° до +20° С — в положение «Автомат».
10. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМЫ ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ В ПОЛЕТЕ
Контроль за работой системы вентиляции, наддува и обогрева
кабин осуществляется летчиком по УВПД-15У и табло Т-9 (над-
пись «Давление в кабине»), а кислородного оборудования — по-
индикатору ИК-18.
При полетах на высоту более 4000 м необходимо пользоваться:
кислородом; в этом случае кислородная маска КМ-32 надевается:
на земле перед взлетом.
В полете рукоятка подсоса воздуха должна быть установлена
в положение «Смесь», а маховичок непрерывной подачи кислоро-
да завернут до отказа по часовой стрелке (закрыт).
В случае плохого самочувствия или появления дыма в кабине
надо перейти на питание чистым кислородом или включить непре-
рывную подачу кислорода.
Необходимо систематически контролировать запас кислорода
в бортовых баллонах. Минимальное давление кислорода, при ко-
тором необходимо производить снижение на высоту менее
4000 м, — 30 кг/см2.
Для предупреждения возможного обмерзания фонарей кабин на
высоте полета более 7000 м четырехпозиционный переключатель
необходимо перевести в положение «Тепло» заранее на высоте
3000—4000 м.
В зимнее время при низких температурах наружного воздуха
переключатель в положение «Тепло» устанавливается перед взле-
том.
По мере набора высоты летчик должен периодически контроли-
ровать перепад давления в кабине. Для этого необходимо запом-
нить показания прибора УВПД-15У на нескольких высотах (соглас-
но графику):
— на высоте полета Н==6 км: «Высота» в кабине 4 км, пере-
пад давления 0,18 кг/см2;
— на высоте полета Н = 8 км: «Высота» в кабине 4,5 км, пе-
репад давления 0,225 кг/см2;
— на высоте полета Н = 10 км: «Высота» в кабине 6,5 км, пе-
репад давления 0,225 кг/см2.
Перепад давления в кабине не должен превышать 0,23 кг/см2.
При разгерметизации кабины на высоте более 4000 м (опреде-
ляется субъективно, по отсутствию перепада по УВПД-15У или
по загоранию табло «Давление в кабине») необходимо перейти
на питание чистым кислородом, произвести снижение на безопас-
ную высоту и прекратить выполнение задания. В случае отсут-
ствия перепада давления воздуха в кабине при наборе высоты
члены экипажа должны проверить положение крана герметизации
сдвижной части фонаря, положение замков откидной части фо-
наря и положение крана включения наддува кабины.
Если при перемещении указанных рукояток до упора вперед
избыточное давление в кабине не создается, необходимо прекратить
выполнение задания и произвести посадку. При появлении дыма
в кабине необходимо перейти на питание чистым кислородом, пре-
кратить выполнение задания, снизиться на высоту менее 4000 м,
закрыть кран наддува и разгерметизировать кабину, включить
вентиляцию забортным воздухом (для удаления дыма). Если дым
поступал по магистрали наддува, то его поступление должно пре-
кратиться. Если источником дыма является размещенное в кабине
электрооборудование, необходимо обесточить соответствующие
цепи и агрегаты оборудования.
При прекращении подачи кислорода, которое может произойти
из-за выхода из строя трубопроводов или прибора КП-18 (опре-
деляется субъективно или по сегментам ИК-18), необходимо вклю-
чить непрерывную подачу кислорода, а летчику, находящемуся в
задней кабине, открыть кран кольцевания кислородной системы.
Если и при этом подачи кислорода не произойдет — вытянуть
бортовую цепочку и перейти на питание кислородом от парашют-
ного прибора КП-23, прекратить выполнение задания и перейти
на снижение. Время снижения па безопасную высоту не должно
превышать 13—15 мин от момента включения парашютного при-
бора.
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И НАЗНАЧЕНИЕ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Электрооборудование самолета Л-29 состоит из источников
электроэнергии, бортовой электросети и потребителей электро-
энергии. Предназначено для выработки и обеспечения электриче-
ской энергией всех электромеханизмов и устройств, установлен-
ных на самолете.
Источниками электроэнергии постоянного тока являются: ге-
нератор ЛУН 2117,01 (ГСР-3000) мощностью 3000 вт, установлен-
ный на двигателе, и аккумуляторная батарея 12 САМ-28, распо-
ложенная в носовой части фюзеляжа.
Для обеспечения нормальной работы генератора в комплекте
с ним установлены угольный регулятор напряжения Р-25АМ, диф-
ференциально-минимальное реле ДМР-400ДС, автомат защиты
сети от перенапряжения АЗП-1МБ.
' Регулятор Р-25АМ, реле ДМР-400ДС и автомат АЗП-1МБ рас-
полагаются в центроплане справа по полету. Сетевой фильтр
СФ-3000, предназначенный для защиты бортовой сети от помех,
вызываемых работой генератора, размещен сверху на раме дви-
гателя.
Электроэнергия, вырабатываемая генератором и аккумулятор-
ной батареей, по центральной шине через распределительные
устройства, защитную и коммутационную аппаратуру подается к
потребителям. Электрическая сеть самолета однопроводная.
Генератор и аккумуляторная батарея защищены инерционными
предохранителями ИП-100 и ИП-150.
Предусмотрена возможность питания самолетной электросети
от аэродромных источников электроэнергии, подсоединяемых с по-
мощью штепсельного разъема ШРАП-500 (на самолетах до 9-й
серии устанавливались ШРЧ-ПВУ), расположенного на левом
борту фюзеляжа в двигательном отсеке и закрепленного на раме
крепления двигателя.
Включение генератора производится выключателем «Динамо»,
расположенным на основном электрощитке в передней кабине, и
выключателем «Сеть», находящимся на основном электрощитке в
задней кабине.
На световом табло Т-9 имеется сигнал «Генератор», который
сигнализирует об отказе генератора.
На самолетах с 19-й серии в случае отказа генератора пре-
дусмотрено автоматическое отключение преобразователей ПО-250,
питающих радиокомпас АРК-9, радиовысотомер РВ-УМ, маркер- ’
яый радиоприемник МРП-56 П и изделие «020».
. Включение бортовой аккумуляторной батареи и наземного ис-
точника питания производится выключателем «Батарея», располо-
женном па основном электрощитке передней кабины и последо-
вательно соединенным с ним выключателем «Сеть» на электрощит-
ке задней кабины.
Для сигнализации подключения наземного источника питания
имеется сигнальная лампочка с зеленым светофильтром, распо-
ложенная на левой панели передней кабины.
Питание самолетных потребителей переменным током осущест-
вляется с помощью двух преобразователей ПО-250 и двух
ПТ-125Ц. Один из преобразователей ПО-250 предназначен для пи-
тания изделия «020», второй — для питания АРК-9, РВ-УМ и
МРП-48П (МРП-56П).
В случае отказа ПО-250, питающего радиокомпас, радиовысо-
томер и маркерный приемник, при включении выключателя «Ре-
зервный преобразователь» изделие «020» отключается от преобра-
зователя ПО-250 и к нему подключается АРК-9, РВ-УМ и
МРП-48 П (МРП-56П) -
Один из преобразователей ПТ-125Ц предназначен для питания
компаса ГИК-1, второй — для питания АГД-1.
Цепи питания всех ’потребителей электроэнергии имеют АЗС,
расположенные на основном и дополнительном электрощитках
передней кабины и электрощитке задней кабины.
Цепи пожаротушения и взрыва изделия «020» подключаются
непосредственно к бортовой аккумуляторной батарее. С целью
контроля за напряжением в бортовой сети и нагрузкой источни-
ков электроэнергии в обеих кабинах устанавливаются вольтампер-
метры ЛУН 2742. При работе генератора они показывают величину
тока нагрузки генератора, а при его отказе — величину тока на-
грузки (разряда) аккумуляторной батареи. При нажатии кнопки
вольтамперметра прибор показывает напряжение бортовой сети.
Как уже рассматривалось в главе V на самолете установлен
управляемый стабилизатор с тремя фиксированными углами уста-
новки. Перекладка стабилизатора осуществляется автоматически,
в зависимости от положения закрылков, от которых посредством
концевых выключателей выдается электрический сигнал на
электродвигатель типа ЛУН 2302.11; последний перекладывает
стабилизатор на соответствующий угол. На приборных досках пе-
- редней и задней кабин установлены сигнальные лампы «Стабили-
затор» с красными светофильтрами, которые горят во время пе-
рекладки стабилизатора.
Управление положением закрылков производится электрогид-
равлическим краном с помощью кнопок, расположенных на левой
панели в передней и задней кабинах.
. Каждой кнопке управления положением закрылков соответ-
ствует расположенная рядом лампа, загорающая при установ-
ке закрылков в положение 0—15° и 30°.
г --
На самолетах с 15-й серии в цепи управления закрылками
введена блокировка, исключающая возможность одновременного
управления закрылками из передней и задней кабин.
2. ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ. ГЕНЕРАТОР И АККУМУЛЯТОР,
ИХ НАЗНАЧЕНИЕ, УСТРОЙСТВО И РАБОТА
Генератор ЛУН 2117.01 (ГСР-3000) является основным источ-
ником электроэнергии на самолете. Он установлен на коробке при-
водов самолетных агрегатов. Снятие и установка генератора про-
изводятся при отстыкованной хвостовой части фюзеляжа.
Основные данные генератора приведены в таблице 12.
Таблица 12
Наименование параметров
Значение параметров
Номинальное напряжение, в
Номинальная мощность при напряжении
28,5 вт
Номинальный ток нагрузки, а
Максимальный двухмииутиын ток, а
Скорость вращения, об/мии.
Вес, кг
Система охлаждения
28.5
3000
100
150
4000—9000
ие более 11
принудительная -
Генератор представляет собой машину постоянного тока с па-
раллельным возбуждением и. принудительной вентиляцией от
встречного потока воздуха. Охлаждающий воздух под действием
скоростного напора продувается через внутреннюю полость ге-
нератора. Для этой цели он имеет специальный патрубок со сто-
роны коллектора и выходные окна на корпусе.
Генератор имеет также систему самовентиляции, которая осу-
ществляется вентилятором, насаженным на конец вала.
Вращение якоря генератора осуществляется через стальной
упругий валик, смягчающий динамические удары при включении
нагрузки и изменении скорости вращения.
Аккумулятор 12-САМ-28 (рис. 97) служит резервным, источни-
ком электроэнергии для питания потребителей при неработающем
генераторе или в случае, когда напряжение генератора ниже но-
минального. Кроме того, аккумулятор обеспечивает при необходи-
мости автономность работы системы запуска двигателя. Установ-
лен в съемном контейнере в носовой части фюзеляжа и крепится
двумя стальными лентами со специальными замками.
Аккумулятор 12-САМ-28 (марка означает: 12 — число после-
довательно соединенных элементов; С — стартерный, А — авиа-
ционный; М. —- моноблочный; 28 — номинальная емкость в ам-
перчасах) состоит из следующих основных частей: корпуса, поло-
жительных и отрицательных пластин (электродов), сепараторов и
пробок.
Корпус — представляет из себя моноблок, разделенный пере-
городками на отдельные ячейки по числу элементов в блоке.
Рис. 97. Аккумулятор 12-С АМ-28:
1 — положительная пластина; 2 — отрицательная пластина; 3 — пе-
ремычка; 4 — вывод электрода; 5 —< корпус; 6 — сепаратор
Пластины выполнены из сплава свинца и 6—12% сурьмы.
Основанием их служат решетки.
В ячейки решеток вмазывается вещество активной массы. Для
положительных пластин — свинцовый сурик (красно-бурого цве-
та), для отрицательных — свинцовый глет (серого цвета). После
просушки и формировки с помощью специальных зарядно-разряд-
ных циклов на пластинах получается активная масса.
Сепараторы служат для изоляции друг от друга положи-
тельных и отрицательных пластин. Проницаемые для электролита
сепараторы выполнены в виде тонких (0,5—1,5 мм) листов из мик-
ропористого эбонита.
Пробки обеспечивают невыливаемость электролита при эво-
люциях самолета, а также выход газов из корпуса. Электролитом
является раствор серной кислоты H2SO4 плотностью 1,26 —
1,285 г/см2.
Подключение аккумулятора к бортовой сети осуществляется
штепсельным разъемом, вилка которого укреплена на приливе кон-
тейнера.
Для отвода газов и паров электролита из контейнера на его
приливе имеется штуцер, соединяющий с помощью дренажной
трубки контейнер с атмосферой.
Доступ к аккумулятору на самолете обеспечивается через верх-
ний носовой люк.
Основные данные аккумулятора 12-САМ-28 приведены в таб-
лице 13.
13
Наименование параметров
Значение параметров
Номинальное напряжение, в
Емкость при разряде током 5,6 а до на-
пряжения 1,7 в на элемент, а
Вес с электролитом, кг ф
Гарантийный срок службы
28
не более 28,5
60 циклов в течение
одного года
Аккумулятор является свинцовым (кислотным). Основным его
параметром является электрическая емкость, которая зависит от
ряда факторов, одними из главных являются: величина разрядно-
го тока и температура электролита. С понижением температуры
электролита емкость аккумулятора уменьшается. Увеличение раз-
рядного тока также снижает емкость аккумулятора. Для уменьше-
ния влияния температуры на емкость, контейнер аккумулятора
имеет теплоизоляцию, выполненную из войлока.
Во время полета аккумулятор подзаряжается. Обычно полной
подзарядки аккумулятора во время полета не происходит, так как
напряжение самолетного генератора недостаточно для проведения
процесса заряда до конца и кроме того недостаточна продол-
жительность полета.
Чтобы самолет не оказался без резервного источника электро-
энергии, аккумулятор, устанавливаемый на самолет, должен быть
заряженным (степень разряженности аккумулятора не должна пре-
вышать 25%). Нельзя оставлять батареи разряженными более
8 часов, так как в этом случае пластины будут сульфатироваться
и выходить из строя.
Хранятся аккумуляторы в сухом помещении при температурах
не ниже +5° С и не выше +30° С.
3. РЕГУЛИРУЮЩИЕ И РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА И АВТОМАТЫ
ЗАЩИТЫ СЕТЕЙ (АЗС)
Регулятор напряжения Р-25 АМ (рис. 98) служит для под-
держания напряжения генератора на постоянной величине вне
зависимости от изменения нагрузки и скорости его вращения. Это
достигается путем воздействия на величину магнитного потока
генератора посредством изменения величины сопротивления цепи
обмотки возбуждения автоматическим угольным регулятором на-
пряжения. В угольных регуляторах в качестве изменяемого со-
противления, включаемого в цепь обмотки возбуждения генера-
тора, используется угольный столбик, набранный на шайб толщи-
ной 0,5—1 мм.
Принцип его работы заключается в следующем: при увеличе-
нии напряжения генератора возрастают ток в обмотке возбужде-
ния генератора и сила электромагнита регулятора, что в конечном
счете приводит к ослаблению давления пружины на угольный
столбик и возрастанию его сопротивления. В результате этого ток
в обмотке возбуждения уменьшается, напряжение генератора вос-
станавливается. При уменьшении напряжения генератора процесс
регулирования происходит в обратном порядке.
В ходе эксплуатации необходимо следить за состоянием креп-
ления, амортизации регулятора и его контактных соединений.
Рис. 98. Регулятор напряжения:
1 — корпус; 2 — обмотка электромагнита; 3 — сердечник; 4 — якорь; 5 — трубка;
g — радиатор: 7 — угольный столбик; 8 — болт; 9 — контактный вннт; 10 —
амортизатор
Особое внимание следует обращать на надежность подключения
минусовой клеммы цепи отмотки электромагнита к корпусу само-
лета. Нарушение целости этой электрической цепи приводит к рез-
кому повышению напряжения генератора и последующему выходу
из строя радиооборудования и других потребителей электро-*
энергии.
Признаками появления перенапряжения в сети служит резкое
увеличение яркости лампочек сигнализации и освещения, а также
отклонение стрелки вольтметра до упора вправо.
Рис. 99. Дифференциальное минимальное реле
При появлении указанных признаков необходимо немедленно
выключить генератор из работы, оставить подключенными к акку-
муляторной батарее только те потребители, которые необходимы
для завершения полета к месту посадки. Эти же операции должны
быть выполнены при загорании сигнальной лампы «Генератор не
работает».
Дифференциальное минимальное реле ДМР-400ДС (рис. 99)
служит для защиты генератора от обратных токов и выполняет
следующие функции:
— подключает генератор к сети, когда его напряжение пре-
вышает напряжение сети на 0,3—0,7 в;
— » отключает генератор от сети при понижении его напряже-
ния ниже напряжения сети, т. е. при наличии обратного тока
15—35 а;
— исключает возможность подключения к сети генератора при
неправильной полярности на его зажимах.
Число 400 указывает величину номинального тока, на который
рассчитаны контакты ДМР.
Автомат защиты сети АЗП-1МБ предназначен для защиты сети
от перенапряжения путем отключения перевозбужденного генера-
тора. Чтобы не происходило ложного срабатывания защиты при
кратковременных перенапряжениях он имеет соответствующую вы-
держку времени на отключение перевозбужденного генератора.
Защита объектов электрооборудования и отдельных участков
сети от перегрузок и коротких замыканий обеспечивается автома-
тическим отключением неисправных участков сети или агрегатов.
На самолете Л-29 защита выполнена в основном с помощью би-
металлических тепловых автоматов типа АЗС. Автоматы защиты
типа АЗС выполняют функции защитного устройства и выклю-
чателя.
На основном элетрощитке передней кабины
расположены следующие АЗС (рис. 100):
АЗС «День», предназначенный для защиты цепей питания: обо-
грева приемника ПВД-5; системы кондиционирования воздуха;
электрогидравлических кранов закрылков; электрогидравлических
кранов тормозных щитков; электромеханизма перестановки стаби-
лизатора; авиагоризонта АГД-1; гидроиндукционного компаса
ГИК-1; указателя поворота в передней кабине; системы Сброса
фонаря; системы катапультирования; системы управления бомбо-
держателями; системы сигнализации закрылков и стабилизатора.
АЗС «Двигатель», предназначенный для защиты цепей питания:
топливного насоса ПЦР-1В; паиели запуска; системы зажигания;
системы пожаротушения; топливомера и электрического моторно-
го индикатора ЛУН-1525.
АЗС «Ночь», предназначенный для защиты цепей питания: ар-
матур ультрафиолетового облучения; посадочной фары ЛФСВ-45;
рулежной фары ФР-100; розетки переносной лампы.
АЗС «АНО», предназначенный для защиты цепей питания: бор-
товых аэронавигационных огней; арматур освещения передней ка-
бины белым светом.
АЗС «Оружие», предназначенный для защиты цепей питания:
прицела; фотопулемета; устройства тактического сброса бомб.
АЗС «УКВ», предназначенный для защиты цепи питания УКВ
радиостанции.
Рис. 100. Электрощпткп передней кабины
АЗС «020», предназначенный для защиты цепи питания изде-
. лпя «020».
АЗС «ПО-250», предназначенный для защиты цепи питания
преобразователя ПО-250, питающего радиокомпас, радиовысото*
мер и маркерный радиоприемник.
На электрощитке задней кабины расположены
следующие автоматы защиты:
АЗС «День», предназначенный для защиты целей питания:
приборов контроля двигателя; топливомера; электрического мо-
торного индикатора ЛУН 1525 в задней кабине; указателя пово-
рота в задней кабине.
АЗС «Белые огни», предназначенный для защиты цепей пи-
тания: арматур белого цвета, расположенных в задней кабине;
подсвета магнитного компаса.
АЗС «УФО», предназначенный для защиты цепи питания арма-
тур УФО, расположенных в задней кабине.
4. СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ И СВЕТОСИГНАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ,
НАЗНАЧЕНИЕ И РАСПОЛОЖЕНИЕ
Светотехническое оборудование самолета Л-29 включает:
— систему внутрикабинного освещения приборов и пультов,
белым светом;
~ систему освещения приборных досок ультрафиолетовыми об-
лучателями;
— внутрикабинную сигнализацию;
— » внешнюю сигнализацию выпущенного положения шасси;
- — рулежную и посадочную фары;
— бортовые аэронавигационные огни;
— подсвет магнитного компаса, пультов управления радио-
станции и радиокомпаса.
Внутрикабинное освещение осуществляется электролампами бе:
логб света, расположенными на правом и левом бортах передней
*н задней кабин. Включение арматур белого света в передней каби-
не производится АЗС «АНО», а в задней—'АЗС «Белые огни».
Система белого света имеет реостаты регулировки в передней ка-
бине на вспомогательном электрощигке и в задней кабине— на
правой панели.
Система освещения приборных досок состоит из арматур
ультрафиолетового облучения. Две арматуры АРУФОШ-45 уста-
новлены на левом и правом бортах передней части кабины и две —
на средней части левого и правого бортов задней кабины. На ар-
матурах имеются светофильтры, обеспечивающие возможность ре-
гулировки интенсивности освещения приборов. Реостаты регули-
ровки УФО расположены рядом с реостатами регулировки белот
света. Включение питания арматур АРУФОШ-45 в передней ка-
бине производится АЗС «Ночь», в задней кабине — АЗС «УФО».
Система внешней сигнализации выпущенного положения шасси
состоит из трех арматур ХС-39, расположенных на передней и ос-
новных стойках шасси.
Рулежная фара ФР-100 находится на передней стойке шасси,
посадочная фара ЛФСВ-45 — в нижней части центроплана (на са-
молетах до 21-й серии — в нижней части левого крыла).
Выключатель посадочной фары расположен в левом нижнем
углу левой неоткидной части приборной доски передней и задней
кабин, АЗС рулежной фары — на левой части приборной доски
передней кабины. Питание посадочной фары .по окончании цикла-
уборки автоматически отключается.
В качестве аэронавигационных огней установлены арматуры
БАНО-45 на законцовках левого и правого крыльев и хвостовой
огонь — в арматуре ХС-39 — на хвостовом коке. Включение АНО
производится АЗС «АНО», который расположен на основном
электрощитке передней кабины.
- Подсвет аварийного магнитного компаса ЛУН 1221.1 осу-
ществляется электролампой белого света, размещенной в нижней
части компаса, где также имеется ручка регулировки .яркости
подсвета.
Пульты управления радиостанции и радиокомпаса имеют инди-
видуальный регулируемый подсвет красным светом, встроенный
в пульты.
В передней кабине размещены следующие сиг-
нальные лампы:
а) на левой панели:
— -лампа «Аэродромный источник»;
— три лампы сигнализации положения закрылков;
— лампы-кнопки сигнализации обогрева ПВД-5;
б) на левой неоткидной части приборной доски:
— лампа сигнализации числа М.чах;
— лампа «Тормозные щитки выпущены»;
— лампы указателя положения шасси;
— девять ламп табло Т-9 — «Пожар», «200 л», «Генератор»,
«Выпусти шасси», «Не запускай», «Запуск в воздухе», «Подв. ба- .
ки», «Изолир. клапан», «Давление в кабине»;
в) на откидной части приборной доски: !
— лампа «Опасная высота»;
— лампа «Стабилизатор»;
г) на раме приборной доски:
— лампа «Фотопулемет»;
— лампа «М.РП»;
— лампа «Фонарь закрыт».
В задней каб irn е размещены следующие сиг-
нал ьные лампы:
а) на левой части приборной доски:
— лампа сигнализации числа Ммах;
— табло Т-9 (с теми же лампами, что и табло Т-9 передней
кабины);
— лампы указателя положения шасси;
— лампа «Тормозные щитки выпущены»;
б) на правой части приборной доски:
— лампа «Опасная высота»;
— лампа «Стабилизатор»;
— лампа «М.РП».
5. ПРОВЕРКА ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
При предполетном осмотре летчик должен проверить:
— целость рулежной фары;
— целость арматуры внешней сигнализации выпущенного поло-
жения шасси;
— исправность электростатических разрядников и АНО;
— состояние хвостового АНО;
— целость посадочной фары.
Перед посадкой в кабины проверить:
— 1 включены ли все АЗС на дополнительном электрощитке в
передней кабине (кроме АЗС «Запасный преобразователь», кото-
рый должен быть выключен);
— * выключены ли все АЗС и включатели на основном электро-
щитке в передней и на электрощитке в задней кабинах;
— • вставлены ли в розетки вилки электросистемы аварийного
сброса фонаря, блокировки очередности катапультирования и ава-
рийного отключения электросистемы блокировки катапультирова-
ния.
При выполнении полета одним летчиком из передней кабины в
задней кабине необходимо проверить, включены ли выключатель
«Сеть» и АЗС «День», переключатели «Кренение» и «Тангаж» и
установлены ли переключатели «Температура газов—топливомер»
И управления шасси на переднюю кабину.
После посадки в кабины проверить:
— » находится ли переключатель «Изолирующий клапан» в по-
ложении «Выкл.»;
— законтрены ли предохранительные колпачки на кнопке «По-
жар» и выключателе (на самолетах с 10-й серии — на кнопке) «За-
пуск в воздухе» на самолетах до 10-й серии установлен пере-
ключатель «Запуск в воздухе», который должен находиться в по-
ложении «Выкл.» и быть законтренным;
— • выключены ли лампы — кнопки обогрева ПВД;
— стоит ли переключатель «Сигнал ракет» в положении
«Откл.» и находятся ли в исходом положении кнопки пуска сиг-
нальных ракет;
— • включить на основном электрощитке в передней кабине
выключатель «Батарея» и АЗС «Двигатель», на электрощитке в
задней кабине — выключатель «Сеть», АЗС «День» и, нажав
кнопку вольтамперметра, проверить напряжение бортовой акку-
муляторной батареи (должно быть не менее 24 в).
После окончания проверки автомат защиты «Двигатель»
выключается.
Проверка электроприборов и агрегатов производится только от
наземного источника электроэнергии.
После подключения наземного источника проверить:
— горит ли зеленая лампочка «Наземный источник подключен»
на левом пульте передней кабины;
— включить АЗС «Двигатель» и проверить напряжение сети
при подключенном наземном источнике электроэнергии по борто-
вому вольтамперметру (напряжение должно быть 24—29 в);
— на самолетах с 15-й серии проверить исправность цепи сиг-
нализации пожара, для чего нажимной переключатель «Контроль
сигнализации пожара», расположенный слева под приборной дос-
кой, поочередно перевести в левое и правое .положения. При этом
на световом табло Т-9 должна загораться лампочка «Пожар»;
—» включить на основном электрощнтке передней кабины АЗС
«День» для питания ГИК-1, АГД-1 и ЭУП;
—> проверить исправность сигнализации выпущенного положе-
ния шасси по горению зеленых лампочек и сигнализации убран-
ного положения по горению красных лампочек при нажатой кноп-
ке «Контроль». Проверить, нажав кнопку контроля на табло Т-9,
исправность лампочек сигнализации на этом табло.
На самолетах с 17-й серии убедиться в исправности световой
сигнализации открытого положения откидной части фонаря (горит
ли красная сигнальная лампа над приборной доской при открытом
фонаре).
*
При наличии на самолете подвесных топливных баков на
электрощитке вооружения проверить:
— поставлен ли переключатель «Сигнализация подвесных ба-
ков» в положение «Вкл.», а переключатель «Аварийный сброс гру-
зов» в положение «Груз подвешен» и законтрен ли он;
— исправность сигнализации подвесных баков по горению
двух зеленых лампочек па бомбощитке и лампы «Подвесные баки»
на табло Т-9. .
Выключить АЗС «День» и «Двигатель».
После запуска двигателя и отключения наземного источника
электроэнергии бортовой аккумулятор с помощью контактора под-
ключается к сети. На оборотах двигателя 32—36% ДМР-400ДС
автоматически подключает к бортсети генератор. При этом стрелки
вольтамперметров отклоняются влево от нуля, показывая ток за-
ряда бортового аккумулятора.
При прогреве и пробе двигателя проверить:
— на оборотах двигателя 52% напряжение генератора. При
нажатии кнопки вольтамперметр должен показывать 28—29 в.
Во избежание перегрева генератора, особенно в жаркую пого-
ду, продолжительность работы двигателя на земле должна быть
ограничена во времени, указанного в таблице 14.
Таблица 14
Максимальная нагрузка генера- тора, а 1 Допустимое время работы двигателя, мин Выключенные потребители
74 2 Изделие «020», посадочная фара
58 4 Изделие «020», посадочная фара, обо- грев ПВД, вооружение
43 15 Изделие «020», посадочная фара, обо-
- грев ПВД, вооружение, АРК ч
6. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ В ПОЛЕТЕ
Контроль за работой электрооборудования в полете осущест-
вляется летчиком по табло Т-9 (при отказе генератора надпись
«Генератор» горит в мигающем режиме) по отклонению стрелки
вольтметра вправо от нулевого положения, показывающей вели-
чину тока разрядки аккумулятора, а также по уровню накала сиг-
нальных лампочек в кабине.
При перегорании предохранителя ИП-100 на табло Т-9 заго-
рается сигнальная лампочка «Генератор», сигнализируя о том, что
генератор отключен от сети. В этом случае летчик должен пре-
кратить выполнение задания, оставить включенными только потре-
бители, необходимые для полета на аэродром.
При отказе регулятора Р-25АМ напряжение генератора повы-
шается. При напряжении 31 в через 1,2 сек срабатывает автомат
АЗП-1МБ и ДМР-400ДС отключает генератор от бортсёти, а на
табло Т-9 загорается лампочка «Генератор».
'Во всех случаях отказа генератора, определяемого по загора-
нию сигнальной лампочки «Генератор» на табло Т-9 и отклонению
стрелок вольтметров вправо от нуля, летчик должен прекратить
выполнение задания, выключить часть потребителей в соответствии
с требованиями инструкции летчику и доложить руководителю по-
летов.
На самолетах с 19-й серии при отказе генератора автоматиче-
ски выключаются радиокомпас, радиовысотомер, маркерный при-
емник и изделие «020».
При отказе преобразователя ПО-250, питающего АРК-9, РВ-УМ
и маркерный приемник, определяемом по прекращению работы
перечисленного оборудования (стрелки индикатора настройки
АРК-9 и указателя РВ-УМ отклоняется полностью влево), летчик
должен проверить, включен ли АЗС «ПО-250» на основном электро-
щитке и АЗС «ПО-250, АРК» па дополнительном электрощитке пе-
редней кабины; включить выключатель «Запасной преобразова-
тель» на дополнительном электрощитке для обеспечения питания
АРК-9, РВ-УМ и МРП; доложить руководителю полетов об отказе
и далее действовать по его указанию.
НЕИСПРАВНОСТИ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ, ВСТРЕЧАЮЩИЕСЯ
В ЭКСПЛУАТАЦИИ
Подгорание и эррозия контактов сигнализа-
тора ЛУН 1463.01, что приводит к самопроизвольной уборке
щитков-закрылков и перестановке стабилизатора в нейтральное по-
ложение или невыпуску щитков-закрылков и неперестановке ста-
билизатора при скорости полета меиее 290 км/час.
- Для предупреждения и устранения этой неисправности с само-
лета № 3228 сигнализатор ЛУН 1463.01 заменен на сигнализатор
с золотоникелевыми контактами. На самолетах по № 3227 прово-
дятся доработки сигнализатора, а до их осуществления при вы-
полнении 100-часовых регламентных работ производится зачистка
его контактов.
Отключение генератора от бортовой сети из-за
разрушения его шарикоподшипника или из-за подгорания и загряз-
нения контактов выключателей В-45 «Динамо» и 2В-45 «Сеть». *
Для предотвращения этих неисправностей в первом случае на
самолетах с 28-й серии устанавливаются генераторы с подшипника-
ми, защищенными от попадания в них пыли, а на самолетах до
28-й серии при ремонте производятся работы по замене подшип-
ника на пылезащищенный. При проведении регламентных работ
на самолете необходимо проверить плавность вращения якоря ге-
нератора при поднятых щетках. Во втором случае при проведении
предполетной подготовки необходимо 3—5 раз включить и выклю-
чить выключатели В-45 «Динамо» и 2В-45 «Сеть» при обесточен-
ной бортовой сети для разрушения токонепроводящего слоя на их
контактах.
Перегрев генератора и распаивание его коллектора
из-за превышения допустимого времени работы генератора под
нагрузкой на земле.
Неисправность появляется вследствие того, что на самолетах
до 15-й серии система продува не обеспечивала охлаждение гене-
ратора, работающего под нагрузкой на земле и при скорости поле-
та менее 270 км/час. Для предотвращения этой неисправности
необходимо не превышать допустимое время работы . генератора
на земле.
На самолетах с 15-й серии для продува генератора использует-
ся метод эжекции, обеспечивающий нормальные условия его ра-
боты.
Колебание напряжения бортевой сети или несо-
ответствие напряжения бортовой сети диапазону регулирования.
Причиной этого является неисправность регулятора напряже-
ния Р25-АМ. С самолета № 21—51 устанавливается более надеж-
ный регулятор Р-27.
Неисправности дифференциального минималь-
ного реле ДМР-400 АМ, что приводит к невключению генера-
тора в бортовую сеть. Неисправность является следствием попада-
ния пыли между контактами контактора и реле и подгорания кон-
тактов управляющего реле. Для предотвращения отказа на само-
летах с № 36—52 устанавливается дифференциальные минималь-
ные реле ДМР-400 ДСИ и ДМР-400 ДСП в герметичном исполне-
нии. Для эксплуатирующих организаций выпущен бюллетень
№ 3/70, предусматривающий герметизацию реле ДМР-400-А ДС
на остальных самолетах.
Излом корпуса, износ резьбы’ штепсельного
разъема контейнера аккумуляторной батареи. Для предупреж-
дения неисправности с самолета № 35—01 произведено усиление
стенки разъема. В ходе эксплуатации необходимо систематически
проводить осмотры разъемов и при обнаружении дефектов —1 за-
менять их.
Нарушение электрического контакта из-за попа-
дания пыли и влаги во внутренние полости выключателя
ВК-2-140-В1 системы управления щитками-закрылками, выключа-
теля КВ-9 системы запаздывания перестановки стабилизатора, вы-
ключателей ВК-44, В-45 и 2В-45, отказ микровыключателей КВ-9
электромеханизма перестановки стабилизатора.
Неисправности, связанные с попаданием пыли, влаги и нару-
шением электрических контактов, предупреждаются заменой неко-
торых электромеханизмов более усовершенствованными и приня-
тием мер по улучшению герметизации выключателей (переключа-
телей).
ГЛАВА XI.
ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И НАЗНАЧЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ
Общее назначение применяемых на самолетах авиационных при-
боров состоит в обеспечении надежного контроля за текущими
значениями параметров, характеризующих режимы полета само-
лета, работы авиационных двигателей и отдельных систем.
По назначению авиационные приборы разделяются на три ос-
новные группы:
а ) Пилотажно-навигационные приборы, необходимые для пи-
лотирования самолета и решения навигационных задач. К ним
относятся: указатели скорости, высотомеры, вариометры, указа-
тели поворота, авиагоризонты, компасы, акселерометры, навига-
ционые индикаторы, часы, указатели числа М, термометры наруж-
ного воздуха. Их размещают, как правило, в центральной части
приборной доски.
б ) Приборы контроля за работой двигателя, по которым мож-
но определить тепловой режим и работу масляной системы двига-
теля, приборы, по показаниям которых можно судить о тяге, разви-
.ваемой двигателем, а также приборы, показывающие наличие и
расход топлива. Их располагают обычно в правой части прибор-
ной доски. К ним относятся манометры топлива и масла, термомет-
ры масла и выходящих газов, тахометры, топливомеры и расходо-
меры топлива.
в ) Приборы контроля за работой отдельных систем, агрегатов
. самолета и контроля режимов полета. К ним относятся приборы
воздушной и гидравлической систем (манометры системы управле-
ния шасси, закрылками, тормозами, тормозными щитками и др ),
указатели положения закрылков, стабилизатора и др., контроль-
но-записывающая и сигнализирующая аппаратура (самописцы
скорости, высоты и перегрузок); автоматы сигнализации критиче-
ских режимов полета.
По принципу действия авиационные приборы подразделяются
на следующие группы:
— манометрические приборы, работающие на изме-
рении разности давлений, — указатели скорости, указатели чис-
ла М, манометры, вариометры;
— барометрические приборы, действующие на осно-
ве измерения абсолютного давления,— барометрические высото-
меры, датчики высоты и др.;
— гироскопические приборы, работающие на исполь-
зовании свойств гироскопа с двумя и тремя степенями свободы,—
указатели поворота, авиагоризонты и др.;
— электрические приборы, работа которых основана
на измерении неэлектрических величин электрическим способом,—
термометры выходящих газов, термометры масла, манометры
топлива, масла и др/,
— магнитные к.омпасы, работающие на использовании
свойства свободно подвешенного магнита ориентироваться в на-
правлении магнитного поля земли;
— механические приборы, работа которых основана
на использовании законов механики, —1 часы, акселерометры, би-
металлические термометры;
— оптические приборы, основанные на законах опти-
ки,— прицелы, визиры;
— комплексные агрегатные приборы, в которых
работа составных элементов основана на использовании различ-
ных физических законов,— гироиндукционные компасы, курсовые
системы и др.
2. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
На самолете Л-29 установлены следующие пилотажно-навига-
ционные приборы:
v —1 указатели скорости КУС-1200;
7 — высотомеры ВД-20;
/ — вариометры ЛУН-1148;
— указатели поворота ЛУН-1213;
v — авиагоризонт АГД-1;
v — гироиндукционный компас ГИК-1;
v — магнитный компас ЛУН 12 21.1;
— акселерометры АМ-10;
ч — указатели числа М типа МС-1;
— авиационные часы АЧС-1.
Комбинированный указатель ско-
рости КУС-1200 прденазначеп для
измерения скорости полета самоле-
та. Прибор показывает индикатор-
ную (широкая стрелка) и истинную
(узкая стрелка) воздушную ско-
рость (рис. 101).
Истинная воздушная скорость —
скорость самолета относительно ат-
мосферного воздуха.
Индикаторная скорость — услов-
ная скорость, соответствующая ис-
тинной воздушной скорости у по-
верхности земли.
Принцип действия указателя ско-
рости основан на измерении дина-
Рис. 101. Принципиальная схема
прибора для измерения скорости
полета:
1 — манометрическая коробка; 2 —
стрелка приборной скорости (шнро*
кая); 3 — рычаг; 4 — анероидная ко-
робка; 5 — стрелка истинной воздуш-
ной- скорости
мического давления встречного потока воздуха.
Прибор представляет собой дифференциальный манометр, чув-
ствительным элементом которого служит манометрическая короб-
ка (1), связанная через передаточный механизм (3) со стрелкой
(2) прибора. Внутренняя полость манометрической коробки сое-
динена через трубопровод с динамической, а внутренняя полость
прибора — со статической камерой ПВД.
Анероидная коробка (4), изменяя соотношение тяг передающих
рычагов на стрелку (5) истинной воздушной скорости, вводит по-
правку на изменение высоты полета.
Во время полета встречный поток воздуха, набегающий на
ПВД, тормозится и его относительная скорость делается равной
нулю. При этом кинетическая энергия частиц воздуха переходит
в потенциальную энергию, вследствие чего в трубке создается из-
быточное давление, называемое динамическим.
Полное давление воздуха в приемнике, а следовательно, и во
внутренней полости упругого чувствительного элемента мано-
метра равно сумме статического и динамического давлений
Рп=Р ст-ЬР дин. Так как корпус прибора сообщается со стати-
ческой камерой ПВД, то во время полета на упругий чувстви-
тельный элемент будет действовать разность между полным и
статическим давлением, равная Рп—Р ст=Р дин.
Величина же динамического давления зависит от скорости движе-
pV 2
ния самолета относительно воздуха: Р дин ~ 2 Цу-, Р дин. =f (V). Под
действием этого давления манометрическая коробка прибора рас-
ширяется и движение мембраны через передающий механизм пере-
дается на указывающую стрелку. Шкала прибора тарируется в
единицах измерения скорости —• километрах в час, отградуирова-
на на значения от 100 до 1200 км/час. с оцифровкой через
100 км/час и ценой деления 10 км/час.
Механизм прибора помещен в стандартный бакелитовый гер-
метичный корпус диаметром 80 мм. С лицевой стороны корпус за-
крыт стеклом. Для герметичности между стеклом и корпусом про-
ложена резиновая прокладка. Стекло закрепляется резьбовым
кольцом. С задней стороны корпус имеет два штуцера с индекса-
ми «С» и «Д». Штуцер с индексом «С» соединяется со статической
проводкой самолета, а с индексом «Д» — проводкой полного дав-
ления.
Основные технические данные указателя скорости КУС-1200
приведены в таблице 15.
Таблица 15
_М , _ - ~ - . I-
Наименование параметров
Значение
параметров
Диапазон измерения индикаторной
скорости
Диапазон измерения истинной воз-
душной скорости на высотах по-
полета от 0 до 15000 м
Вариация показаний при нормаль-
ной температуре и нулевой высоте
для индикаторной и истинной воз-
душных скоростей
150—1200 км/час
400—1200 км/час
12 км/час на всех
делениях шкалы
Высотомер В Д-20 предназначен для определения высоты по-
лета относительно места взлета, посадки или другого пункта, ба-
рометрическое давление которого известно.
Различают следующие высоты полета (рис. 102):
истинная высота — высота, измеряемая относительно
пролетаемой местности. При горизонтальном полете истинная вы-
сота изменяется с изменением рельефа местности;
абсолютная высота — высота, измеряемая относительно
уровня моря, где давление Ро=760 мм рт. ст. и температура
То=288°К- Она не зависит от рельефа местности и при горизон-
тальном полете остается постоянной;
относительная высота — высота, измеряемая относи-
тельно места взлета.
Высотомер ВД-20 двухстрелочный, барометрический, принцип
действия которого основан на измерении атмосферного давления,
изменяющегося с высотой полета. Прибор устанавливается в груп-
пе пилотажно-навигационных приборов в центре приборной доски.
Барометрический метод позволяет измерять относительную высо-
ту полета (рис. 103).
Чувствительным элементом барометрического высотомера яв-
ляется анероидная коробка 7, которая помещается в герметиче-
Рис. 102. Классификация высот полета
Рис. 103. Высотомер В Д-20 л его
принципиальная схема:
I шкала: 2 — стрелка: 3 — пере*
даточный механизм; 4 — корпус при-
бора; б — штуцер; 6 — подвижный
центр 7 анероидная коробка
ский корпус 4, сообщающийся с атмосферой посредством штуце-
ра 5 через статическую проводку самолета и приемник воздушных
давлений. У земли анероидная коробка 7 максимально сжата,
стрелка 2 прибора показывает нулевую высоту. При подъеме на
высоту давление, действующее на анероидную коробку, умень-
шается и верхний подвижной центр 6 под действием упругих
свойств мембраны коробки перемещается вверх. Ход подвижного
центра коробки через передаточный механизм 3 передается на
стрелку 2, указывающую высоту полета по шкале 1 прибора. При
снижении самолета атмосферное давление увеличивается и все де-
тали механизма перемещаются в обратную сторону.
Основные технические данные барометрического высотомера
ВД-20 приведены в таблице 16^
Таблица 16
Наименование параметров
Значение
параметров
Диапазон измерения высот, км
Большая стрелка показывает высоту
в метрах; один ее оборот соответ-
ствует 1000 м. Малая стрелка
показывает высоту в км, неполный
оборот стрелки соответствует 20000 м
Прибор работает в интервале темпе-
ратур окружающей среды, °C
Погрешность у земли при темпера-
туре 20° С, м
Погрешность на высоте 20 км, м
0—20
+50° до —60°
±20
±350
Вариометр ЛУН-1148 (ВАР-60) предназначен для измерения
вертикальной скорости самолета, являющейся важным парамет-
ром, характеризующим режим полета. Прибор позволяет летчику
выбрать наилучшие условия набора высоты и снижения, а также
облегчает сохранение постоянства режима горизонтального поле-
та. Прибор устанавливается в группе пилотажно-навигационных
приборов на средней части приборной доски.
Принцип действия вариометра основан на измерении избыточ-
ного давления или разрежения, создающегося при изменении вы-
соты полета внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосфе-
рой через капиллярную трубку 2 (рнс. 104).
Чувствительным элементом прибора является манометрическая
коробка 5, внутренняя полость которой сообщается с атмосферой.
Корпус 7 прибора герметичен и сообщается с атмосферой через
капиллярную трубку 3. К верхнему жесткому центру чувствитель-
ного элемета присоединяется тяга передаточного механизма 1,
приводящего в движение стрелку.
При горизонтальном полете самолета давление внутри мано-
метрической коробки и внутри корпуса одинаково, разность дав-
лений равна нулю и стрелка находится в нулевом положении. При
подъеме самолета давление в манометрической коробке падает со
скоростью, пропорциональной скорости подъема. Давление же в
корпусе прибора уменьшается значительно медленнее, так как воз-
дух выходит из корпуса только через капиллярную трубку с диа-
1
6
Рис. 104. Вариометр:
1 — передаточный механизм; 2 — штуцер; 3 — капиллярная
трубка; 4 — пружина; 5 — манометрическая коробка; 6 — юсти-
ровочное устройство; 7 — корпус
метром отверстия около 0,4 мм. В результате создается разность
давлений воздуха в корпусе прибора и в манометрической ко-
робке.
Под действием разности давлений манометрическая коробка
сжимается и через передаточный механизм движение передается
на стрелку, которая показывает скорость подъема. С прекраще-
нием подъема самолета давление в корпусе и внутри манометри-
ческой коробки выравнивается с атмосферным и стрелка возвра-
щается на нулевую отметку шкалы.
При снижении самолета атмосферное давление, а следователь-
но, и давление внутри коробки непрерывно увеличиваются. Дав-
ление внутри коробки выравнивается с атмосферным через капил-
лярную трубку с некоторым запозданием, в результате чего обра-
зуется разность давлений в корпусе прибора и манометрической
коробке. Под влиянием образовавшейся разности давлений короб-
ка расширяется и стрелка перемещается вниз от нулевой отметки,
показывая спуск самолета.
После прекращения снижения самолета давление в корпусе и
внутри коробки выравнивается с атмосферным и стрелка возвра-
щается к нулевой отметке шкалы. У вариометра на первой поло-
вине шкалы деления имеют большой размер и малую цену це-
ления. На второй половине шкалы размеры делений уменьшают-
ся, а цена делений увеличивается. Этим достигается увеличение
диапазона измерений и сохранение чувствительности прибора
вблизи нулевой точки шкалы, что очень важно при выдержива-
нии горизонтального полета и при полете на малых вертикальных
скоростях (при взлете ir посадке самолета).
Основные технические данные вариометра ЛУН-1148 приведе-
ны в таблице 17
Таблица 17
Наименование параметров
Значение
параметров
Диапазон измерения, м/сек
Прибор работает в интервале тем-
ператур окружающей среды, °C
0—60
4-50° до —60°
Электрический указатель поворота и скольжения ЛУН-1213
(ЭУП-53) предназначен для определения поворота самолета и
контроля правильности выполнения разворота.
По углу отклонения стрелки можно судить о величине угловой
скорости разворота. При скорости полета 500 км/час. отклонение
стрелки до первого деления шкалы свидетельствует о развороте
самолета с креном 15°, при отклонении стрелки до крайнего деле-
ния —1 разворот совершается с углом крена 45°.
Электрический указатель поворота является комбинированным
прибором, сочетающим в себе указатель поворота и указатель
скольжения. Указатель скольжения закреплен на циферблате при-
бора. С помощью указателя скольжения определяется правиль-
ность выполнения виража. Чувствительным элементом указателя
скольжения является шарик, перемещающийся внутри стеклянной
трубки. Отклонение шарика вправо или влево от среднего поло-
жения как при прямолинейном полете, так и при вираже указы-
вает на соответствующее скольжение самолета.
Очень важным элементом указателя поворота является гиро-
скоп с двумя степенями свободы, главная ось которого Z—Z рас-
полагается параллельно поперечной оси, а ось X—X внутренней
рамы — параллельно продольной оси самолета (рис. 105).
Рис. 105. Указатель поворота:
1 — стрелка; 2 — демпфер; 3 — рычаг; 4 — ротор гироскопа; 5 — рам-
ка; 6 — пружина; 7 — кривошипный механизм
Ротор 4 гироскопа вращается вокруг оси Z—Z в подшипни-
ках, расположенных в корпусе внутренней рамы 5. Внутренняя
рама может поворачиваться вокруг осп X—X. С помощью пру-
жин 6 главная ось гироскопа Z—Z устанавливается параллельно
поперечной оси самолета. Стрелка 1 связана с рамой 5 гироскопа
с помощью кривошипного механизма 7 и может перемещаться от-
носительно шкалы (корпуса) прибора.
Пусть ротор гироскопа вращается с угловой скоростью w7-
При повороте самолета относительно вертикальной оси YY против
часовой стрелки с угловой скоростью Wy появится гироскопический
момент, под действием которого начнется прецессионное движение
гироскопа и ротор вместе с рамкой повернется относительно оси
X—X. При этом стрелка 1 прибора отклонится влево от нулевой
отметки шкалы. Прецессионное движение гироскопа будет про-
должаться до тех пор, пока гироскопический момент не уравнове-
сится силой натяжения пружин 6, которые создадут момент отно-
сительно оси X—X, компенсирующий действие гироскопического
момента. Гироскопический момент действует постоянно, пока про-
должается вынужденное вращение рамы гироскопа относительно
вертикальной оси. С прекращением вращения рамы гироскопа во
круг вертикальной оси гироскопический момент исчезает, и под
Рис. 106. Принцип действия указателя скольжения
действием пружин 6 ось ротора гироскопа устанавливается парал-
лельно поперечной оси самолета, а стрелка — в нулевое поло-
жение.
При прямолинейном полете или при вращении самолета вокруг
оси X—X стрелка прибора не отклоняется от нулевой отметки
шкалы.
Гироскоп указателя поворота чувствителен лишь к поворотам
самолета относительно вертикальной оси.
Указатель скольжения прибора работает по принципу физиче-
ского маятника. Внутри стеклянной трубки, заполненной жид-
костью и изогнутой по определенному радиусу, помещается ша-
рик, который может перемещаться по трубке.
В горизонтальном полете самолета на шарик указателя сколь-
жения действует только сила тяжести G, равная его весу и на-
правленная вертикально. В этом случае шарик будет занимать по-
ложение, показанное на рис. 106,а.
При поперечных кренах стеклянная трубка наклоняется вместе
с самолетом и шарик под действием силы тяжести G стремится
занять в ней положение, показанное на рис. 106,6. При этом центр
тяжести шарика совпадает с линией отвеса, т. е. с направлением
истинной вертикали.
i На вираже (рис. 106,в) на шарик, кроме силы тяжести G, дей-
1 ствует еще и центробежная сила F. При этом шарик остается в
центре трубки, а линия, соединяющая центр шарика с центром
кривизны трубки, совпадает с направлением равнодействующей
двух указанных сил.
\ Величина силы тяжести шарика определяется соотношением:
G = mg\
а величина центробежной силы:
F — in- У-о),
где: ш —масса шарика;
g — ускорение силы тяжести;
v —'линейная скорость полета самолета;
со — угловая скорость вращения самолета.
Жидкость, которой заполнена трубка, затормаживает переме-
щение шарика при резких движениях системы, оказывая на него
демпфирующее воздействие.
Основные технические данные прибора указаны в таблице 18.
Таблица 18
Наименование параметров
Значение
параметров
Чувствительность прибора при плос-
ком развороте с угловыми скорос-
тями 0,6 и 1,5 град/сек
Погрешность прибора с кренами 15,
30 и 45° и угловыми скоростями
1,1; 2,3 и 4 град/сек при v —500
км/час
Несовпадение стрелки с нулевой от-
меткой шкалы
Потолок работы прибора
Температурный интервал работы
Вес
4±2° и 12±2°
1,5°
±1°
20 000 м
от +50° до —55° С
1100 г
Дистанционный авиагоризонт А ГД-1 предназначен для опреде-
ления положения самолета в пространстве (относительно горизон-
та) при полетах в условиях отсутствия видимости естественного
горизонта. Является комбинированным прибором. Указатель
скольжения, укрепленный на лицевой части авиагоризонта, служит
для определения наличия и направления скольжения при разворо-
тах самолета.
Рис. 107. Авиагоризонт АГД-1. Общий
схема:
вид и упрощенная принципиальная
1 — кнопка арретирования; 2 — лампа сигнализации наличия питания и арретирова-
ния; 3 — силуэт самолета; 4 — картушка; 5 — шкала крена; 6 — указатель скольже-
ния; 7 — крамальера центровки тангажа; 8 — нулевой индекс силуэта самолета; 9 —
ипдекс центровки тангажа; 1С линия горизонта; II — следящая рама; 12 — внешняя
рама; 13 — внутренняя рама; 14 — гироскоп
Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве гироско-
па с тремя степенями свободы сохранять неизменным направление
своей главной оси в пространстве. На самолете гироскоп распола-
лагается таким образом (рис. 107), что ось его внешней рамы
Y—Y направлена вдоль продольной оси, а ось внутренней рамы
X—X вдоль поперечной оси самолета. При эволюциях самолета
гироскоп сохраняет положение своей главной оси неизменным от-
носительно плоскости истинного горизонта (т. е. перпендикуляр-
ное этой плоскости), а самолет изменяет свое положение относи-
тельно гироскопа. Измерение углов тангажа самолета производит-
ся относительно оси X—X, а углов крена — относительно оси
Y—Y гироскопа.
Точность определения углов крена и тангажа зависит от того,
насколько точно удерживается главная ось гироскопа в направле-
нии истинной вертикали.
В комплект АГД-1, устанавливаемого на самолете Л-29, входит
один гиродатчик и два указателя АГД-1. Для питания АГД-1 ис-
пользуется переменный трехфазный электрический ток напряже-
нием 36±2 в, частотой 400±8 гц, постоянный ток напряжением
27±2,7 в.
Гиродатчик располагается под полом второй кабины, указате-
ли авиагоризонта — па средних панелях приборных досок в пер-
вой и второй кабинах.
В указателе авиагоризонта АГД-1 показания крена и тангажа
раздельны. Крепы самолета имитируются поворотом силуэта са-
молетика. Отсчет углов крена производится по оцифрованной
шкале кренов, при этом стрелкой служит конец крыла самолетика.
Для отсчета углов тангажа служит цилиндрическая шкала
(картушка), ось вращения которой параллельна поперечной оси
самолета. В центральной части силуэта самолетика нанесена бе-
лая точка, которая является нулевым индексом тангажа. Для
обеспечения наглядности показаний шкала тангажа выше линии
искусственного горизонта окрашена в голубой цвет, а ниже линии
искусственного горизонта — в коричневый.
В нижней части лицевой стороны указателя смонтирован ука-
затель скольжения. В верхней части справа расположена кнопка
арретирования с надписью «Арретировать только в гориз, полете».
При кратковременном нажатии кнопки осуществляется цикл арре-
тирования гиродатчика. Рядом с кнопкой арретирования располо-
жена лампа сигнализации наличия питания и арретирования.
Прибор помещен в кожух, имеющий сверху и снизу отверстия с
фильтрами, через которые внутренняя полость прибора сообщает-
ся с окружающей атмосферой, чем устраняется возможность запо-
тевания стекла прибора при изменении атмосферных условий.
Питание переменным током от преобразователя ПТ-125Ц осу-
ществляется при включении автомата защиты сети «АГД-1», а по-
стоянным током — при включении автомата защиты «УГ1 АГД-1»,
расположенном на вспомогательном электрощитке. При включении
этих автоматов защиты гироскоп авиагоризонта автоматически
арретируется, т. е. его главная ось устанавливается параллельно,
а плоскости внешней и следящей рамок перпендикулярно к верти-
кальной оси самолета. Арретирование длится 15 сек., и все это
время горит сигнальная лампочка на передней стенке корпуса
указателя. Через 1 —1,5 мин. после включения авиагоризонт готов
к работе.
В полете при временном выключении питания, неуверенности
летчика в правильности показаний авиагоризонта и перед заходом
в облака необходимо вывести самолет в режим горизонтального
полета без ускорений. Затем произвести арретирование АГД-1 на-
жатпем кнопки «Арретировать только в гориз. полете», располо-
женной на лицевой части прибора.
При отказе авиагоризонта, определяемом по загоранию лам-
почки на передней стенке корпуса указателя, углы крена самолета
определяются по показаниям ЭУП-53. Для имитации отказа (в
учебных целях) указателя авиагоризонта АГД-1, расположенного
в передней кабине, на левой панели в задней кабине имеются вы-
ключатели «Кренение» и «Тангаж». Первый из них служит для от-
ключения канала индикации крена, второй — для отключения ка-
нала индикации угла тангажа.
Основные технические данные АГД-1 приведены в таблице 19.
Таблица 19
Наименование параметров
Значение
параметров
Потребляемые токн:
—• от источника переменного напряжения
36 в, 400 гц
— от источника постоянного тока
Готовность к работе после включения питания
(при стояночных углах самолета по крену и тан-
гажу не более ±4°):
— при температуре от +50° до —30°С
— при температуре от —30° до —60° С
Рабочие углы, в пределах которых авиагоризонт
обеспечивает правильные показания по крену и
тангажу
Ошибки в показаниях углов крена после выпол-
нения разворотов на углы до 360°
Ошибки в показаниях углов крена и тангажа пос-
ле выполнения любых фигур сложного пило-
тажа
Послевзлетная ошибка
Нормальная работа обеспечивается при темпера-
турах:
Высотность
Вес агрегатов:
— гиродатчика
— указателя горизонта
Не более 2 а
Не более 1,25 а
1 мин.
1,5 мин.
360°, за исключением зоны
углов 85°—95° пикирования
и кабрирования
Не более ±3° (возможны
отдельные выпады 5—6°)
Не более ±5°
Не более 3°
От +50° до —60° С
25 000 м
7 кг
2,6 кг
Гироскопический индукционный компас ГИК-1 предназна-
чен для определения магнитного курса и углов разворота само-
лета. Указатель его совмещен с указателем радиокомпаса, что
позволяет также определять курсовые углы радиостанции, магнит-
ные радиопеленги радиостанций. В комплект гироиндукционного
компаса входят: индукционный датчик ИД-2, коррекционный ме-
ханизм КМ, гироскопический агрегат Г-ЗМ, указатели УГР-1 и
УГР-2, усилитель У-6М. Датчик ИД-1 размещается в правой час-
ти крыла самолета; гироскопический агрегат, усилители, выклю-
чатель коррекции и соединительная коробка — под правым пуль-
том второй кабины; коррекционный механизм — за сиденьем вто-
рой кабины; указатели УГР-1 и кнопки согласования — на при-
борных досках.
Магниточувствительным элементом в гироиндукционном ком-
пасе является индукционный датчик ИД-2.
Работа ГИК заключается в следующем:
Напряжение постоянного тока (рис. 108) подводится через
кольца к двум противоположным точкам потенциометра П2, за-
крепленного на оси внешней рамки гирокомпаса. С трех щеток
этого потенциометра напряжение через кольца Кг подводится к
щеткам потенциометра Из указателя ГИК. Если два отвода по-
тенциометра указателя не находятся в положении электрического
нуля, то напряжение с них через кольца Кз поступает на усили-
тель Уз, управляющий электродвигателем ЭДз указателя. Послед-
ний вращает шкалу указателя и одновременно потенциометр Из.
Когда на его отводах напряжение станет равным нулю, врашение
двигателя прекратится.
Таким образом, положение шкалы однозначно определяется
взаимным расположением щеток и токоподводов потенциометра
П2 в гироагрегате. Если самолет начинает разворачиваться отно-
сительно вертикальной оси, то щетки потенциометра П2 гироагре-
гата поворачиваются вместе с самолетом, а сам потенциометр ос-
тается неподвижным в пространстве, так как он закреплен на оси
внешней рамки гироузла. При этом происходит перераспределение
потенциалов, снимаемых щетками с потенциометров П2. Следова-
тельно, происходит и перераспределение потенциалов П3 указа-
теля.
Электродвигатель ЭДз вращает шкалу и щетки потенциометра
Пз вслед за согласованным положением, в котором потенциал на
отводах потенциометра П3 равен нулю.
Напряжение со щеток потенциометра П2 гироагрегата посту-
пает через кольца Ki на щетки потенциометра П1 коррекционного
механизма. Если на отводах потенциометра Ilj напряжение не рав-
но нулю, то через усилитель У2 сигнал подводится к обмотке
управления электродвигателя ЭД2 азимутальной коррекции. Пос-
ледний через редуктор Р со скоростью 3 град/мин. вращает щетки
потенциометра П2 гироагрегата. Когда напряжение на входе уси-
лителя У2 станет равным нулю, вращение щеток потенциометра
Рис. 108. Комплект и принципиальная схема гиромагнитного компаса ГИК-1:
1 - коррекционный механизм КМ; 2 — соединительная коробка СК-19; 3 — кнопка согласо-
вания- < — гироагрегат; 5—усилитель У-6М; 6—индукционный датчик; 7—усилитель У-BMj
’ 8 — указатель КППМ
прекратится. Этим обеспечивается положение щеток потенциомет-
ра гироагрегата, однозначно согласованное с положением щеток
потенциометра FIi коррекционного механизма.
Положение щеток потенциометра П1 коррекционного механиз-
ма, в свою очередь, однозначно согласовано с положением индук-
ционного датчика ИД относительно магнитного меридиана земли.
Таким образом, в ГИК-1 имеются три отдельные следящие
системы:
1. Следящая система индукционный датчик — коррекционный
механизм. Она обеспечивает установление щеток потенциометра
П1 коррекционного механизма в соответствии с магнитным курсом
самолета. В систему входят: индукционный датчик ИД, сельсин-
приемник СП, усилитель Уь электродвигатель ЭДь
2. Следящая система коррекционный механизм — гироагрегат.
Она служит для установления щеток потенциометра П2 гироагре-
гата в положение, согласованное с положением щеток потенцио-
метра П1 коррекционного механизма, т. е. с магнитным курсом са-
молета. В систему входят: потенциометр Пь усилитель У2, электро-
двигатель ЭД2, редуктор Р, потенциометр П2 гироагрегата.
3. Следящая система гироагрегат — указатель. Она служит
для установления шкалы указателя в соответствие с положением
щеток потенциометра П2- В систему входят: потенциометры П2 и
Пз, усилитель У3, электродвигатель ЭДз.
В процессе эволюций самолета по курсу индукционный датчик
оказывает очень малое влияние на показания указателя, так как
скорость перемещения щеток потенциометра П2 гироагрегата
электродвигателем ЭД2 очень мала. По этой же причине колеба-
ния основания индукционного датчика, поворотные и иные по-
грешности его не передаются к указателю. Лишь постепенно при
наличии длительных, даже небольших, отклонений показаний ука-
зателя от магнитного курса положение щеток потенциометра ги-
роскопа корректируется в соответствии с магнитным курсом са-
молета. При включении компаса могут быть большие рассогласо-
вания в положениях щеток потенциометра П2 гироагрегата и ще-
ток потенциометра П1 коррекционного механизма. Поэтому сразу
после включения и прогрева ГИК-1 следует нажать кнопку КС
согласования, которая включает электромагнит ЭМ. Электромаг-
нит’переключает редуктор электродвигателя ЭД2 на малое пере-
даточное отношение, и щетки потенциометра П2 гироагрегата
быстро (со скоростью до 12 град/сек) приходят в согласованное с
магнитным курсом положение.
Для того, чтобы во время разворотов самолета не накаплива-
лась погрешность компаса в результате поворотных и креновых
погрешностей индукционного датчика, коррекция в азимуте от-
ключается с помощью гироскопического выключателя коррекции
ВК-53РБ, если в течение 5—7 сек сохраняется угловая скорость
разворота более 0,3—0,7 град/сек.
Приведение оси ротора гироскопа гироагрегата в горизонталь-
ное положение осуществляется с помощью жидкостного маятника
ЖМ и электродвигателя горизонтальной коррекции ЭД ГК.
В указателе компаса имеется сельсин-приемник радиокомпаса.
Стрелка в указателе, связанная с ротором сельсина, воспроизво-
дит положение рамкй радиокомпаса по отношению к продольной
оси самолета и к компасному курсу самолета.
Перед полетом необходимо проверить работоспособность ГИК-1,
включив автоматы защиты «День» и «ГИК-1». Затем через
1—3 мин. нужно нажать кнопку согласования. Амплитуды колеба-
ния стрелки (шкалы) указателя не должны превышать 1°.
Основные технические данные ГИК-1 приведены в таблице 20.
Таблица 20
Наименование параметров
Значение
параметров
Электропитание:
— постоянный ток
— переменный ток
27 в
36 в; 400 гц
Магнитный компас ЛУН 12 21.1 (рис. 109) предназначен для
Определения компасного курса самолета в случае отказа гироин-
дукционного компаса.
Принцип действия магнитного компаса основан на использова-*
нии свойства магнитной стрелки устанавливаться в направлении
магнитного меридиана данного места.
Магнитный компас расположен над приборной доской в перед-
ней кабине.
В пластмассовый корпус прибора устанавливается картушка,
являющаяся чувствительным элементом компаса. Шкала картуш-
ки равномерная с ценой деления 5°. Оцифрована шкала через 30°.
Деления шкалы покрыты светящейся массой. Подсвет шкалы осу-
ществляется лампой. Для демпфирования колебаний картушки в
корпус прибора залит лигроин. Компасный курс отсчитывается по
делениям шкалы против курсовой нити.
Основные технические данные магнитного компаса приведены
в таблице 21.
Таблица 21
Наименование параметров
Значение
параметров
Инструментал ьно-шкаловая по-
грешность
Диапазон рабочих температур
Увлечение картушки при уг-
ловой скорости 18 град/сек.
бес
±1°
от +50° С до —60° С
35°
300 г
Рис. 109. Магнитный компас:
I — корпус; 2 — картушка; 3 — магнит; 4 — колонка; 5 — подпятник; 6 —- шпилька
керна; 7 — мембранная коробка; 8 — девиационный прибор; 9 — поперечный при-
бор; 10 — продольный магнит
Акселерометр АМ-10 (рис. НО) предназначен для измерения
перегрузки вдоль вертикальной оси самолета в диапазоне от —5 g
до +10 g. Акселерометр работает на принципе измерения сил инер-
ции (равных перегружающим) с помощью уравновешенного маят-
ника.
Чувствительным элементом акселерометра является маятник,
представляющий собой грузики (8, 9), уравновешенные с помощью
пружин (6, 13). На оси качания маятника жестко закреплен сек-
тор, входящий в зацепление с трибкой (5), на оси которой укрепле-
ны стрелки (4, 1). Акселерометр устанавливается в центре тяже-
сти самолета. В горизонтальном полете сила веса грузика уравно-
вешивается противодействием пружин. Стрелка указывает пере-
грузку + 1. В горизонтальном перевернутом положении стрелка
указывает 1. В криволинейном полете, кроме силы веса, на гру-
зики (8, 9) оказывают влияние инерционные силы, под действием
которых грузик отклоняется, вращая сектор и триб ку (5), а -вместе
с ней и стрелки (1, 4). Чем больше перегрузка, тем на большую
величину отклонится грузик, а следовательно, и стрелка прибора.
Рис, ПО. Акселерометр:
1» 2, 3 — стрелки; 4 — шкала; 5 — зубчатая передача; 6, 13 — пру-
жина; 7^ 12 — оси; 8, 9 — грузики; 10, 11 — секторы
Самолет и грузик испытывают одинаковые перегрузки. По ус-
корениям, действующим на маятник, можно судить о перегрузках,
действующих на самолет п организм человека.
Акселерометры установлены над приборными досками слева в
первой и второй кабинах.
Деления, шкалы, соответствующие положительным ускорениям
от 0 до 10, идут по часовой стрелке, а отрицательные от 0 до —5
— против часовой стрелки.
Цена одного деления составляет 0,5 д. Оцифровка шкалы вы-
полнена через g. Помимо основной показывающей стрелки, при-
бор имеет две стрелки-фиксатора, которые * увлекаются основной
стрелкой при ее движении и фиксируют перенесенные в полете
максимальные перегрузки (отрицательные и положительные). Пе-
ред полетом стрелки-фиксаторы необходимо-установить в нулевое
положение, нажав кнопку возвратного механизма.
Основные данные акселерометра АМ-10 приведены в таб-
лице 22.
Указатель числа М типа МС-1 предназначен для измерения
числа М и выдачи электрического сигнала при условии, если по-
летное число М самолета достигает определенного предела.
Принцип действия прибора такой же, что и указателя инстин-.
ной воздушной скорости .КУС-1200. В отличие от указателя скоро-
210
* ч
Таблица 22
Наименование параметров
Значение
параметров
Диапазон измерения прибора
Прибор работает в диапазоне темпе-
ратур
Погрешность прибора при нормаль-
ной температуре
Вес прибора
от —5 g до +10 g
от —60° до +50° С
±0,5 g
250 г
сти шкала прибора МС-1 разградуирована в единицах числа М,
т. е. в отвлеченных единицах отношения
м = = v
а 20,1/Г
где V — скорость полета самолета;
а — скорость звука;
Т — абсолютная температура.
Сигнальное устройству обеспечивает замыкание электрической
цепи при определенном числе М, устанавливаемом при регулиров-
ке прибора. Это значение числа М отмечено специальной непод-
вижной стрелкой на лицевой части прибора. При замыкании кон-
тактов сигнального устройства загорается сигнальная лампа.
Механизм прибора помещен в герметический корпус и крепится
в нем разжимным кольцом. Шкала прибора отградуирована в чис-
лах М от 0,5 до 1,0. Цена деления 0,01 м.
Указатель числа М расположен в передней кабине на левой
панели приборной доски сверху.
Для имитации отказа| мембранно-анероидных приборов, располо-
женных в передней кабине, на левой панели задней кабины имеют-
ся краны «Поли, давл.» и «Стат. давл.». Для отключения дина-
мического давления (имитация отказа КУС-1200 и МС-1)
переводится кран «Поли, давл.» в положение «Отказ» и статиче-
ского давления (имитация отказа всех мембранно-анероидных
приборов) —• «Стат, давл.» в положение «Отказ». <
Основные технические данные указателя МС-1 приведены в
таблице 23.
Таблица 23
Наименование параметров
Значение параметров
Диапазон измерения числа М
Прибор работает в диапазоне тем-
ператур
Вес прибора
0,5—1,0
от +50° до —60° С
800 г
Часы АЧС-1 (авиационные часы с секундной стрелкой) пред-
назначены для измерения текущего времени и отдельных проме-
жутков времени в часах, минутах и секундах. Часы являются ме-
ханическими, работают по принципу механического отсчета ко-
личества периодов равномерных колебаний маятника с помощью
механизма, вращающего стрелки равномерно с постоянной угло-
вой скоростью. Для каждой стрелки эта скорость соответствует
течению времени в часах, минутах и секундах.
Часы АЧС-1 состоят из трех механизмов:
а) механизма обычных механических часов для отсчета теку-
' щего времени;
б) механизма времени полета для показания продолжительно-
сти полета;
в) механизма секундомера для замера и отсчета коротких
промежутков времени.
Механизм обычных часов работает непрерывно, а механизмы
времени полета и секундомера могут включаться и выключаться,
то есть работать порознь или одновременно. Эти механизмы дей-
ствуют от двух заводных пружин. Работа пружин рассчитана на
равномерный ход часов в течение трех суток.
Часы АЧС-1 имеют две головки. Правая служит для включе-
ния и выключения секундомера, а левая — для завода пружин
часов, перевода стрелок механизма обычных часов и управления
механизмом измерения времени полета.
Контроль за работой механизма измерения времени полета
осуществляется через специальное сигнальное окно на шкале
часов.
При выключенном механизме времени полета виден сигнальный
мост белого цвета, при включенном — красного цвета, а при оста-
новленном — половина красного и половина белого цвета. z
Часы снабжены электрообогревателем с терморегулятором,
поддерживающим внутреннюю температуру часов +20±5°С при
низкой температуре окружающей среды.
Часы помещены внизу справа средней части приборных досок
в первой и второй кабинах.
Основные технические данные часов АЧС-1 приведены в таб-
лице 24.
Таблица 24
Наименование параметров
Значение параметров
Количество камней
Суточный ход часов при температу-
ре 4-20° ±5° С
Продолжительность хода часов при
полной заводке
Вес
25
±20 сек.
3 суток
630 г
3. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ДВИГАТЕЛЯ
К приборам контроля за работой авиадвигателя относятся:
— термометр выходящих газов ТВГ-1;
— индукционный тахометр ИТЭ-1;
— трехстрелочный моторный индикатор ЭМИ-Зр;
— рычажно-поплавковый керосиномер;
— сигнализаторы давления СД-3.
Указатели ТВГ-1 устанавливаются в обеих кабинах и вклю-
чаются с помощью переключателя «Термометр газов — топливо-
мер», расположенного на приборной доске второй кабины. Любой
из них может быть подключен к четырем последовательно соеди-
ненным термометрам Т-1. Переключатель имеет два положения:
«1 кабина», «2 кабина», при самостоятельных полетах курсантов
находится в положении «1 кабина».
Термометры располагаются по окружности удлинительной
трубы двигателя под углом 90° один к другому.
Комплект индукционного тахометра ИТЭ-1 состоит из одного
датчика ДТЭ-2, расположенного на коробке приводов авиадвига-
теля, и двух подключенных к нему указателей ИТЭ-1. 100% шкалы
указателей соответствуют скорости вращения авиадвигателя
15 400 об/мин.
Указатели ИТЭ-1 расположены сверху на правых панелях
приборных досок в первой и второй кабинах.
Комплект трехстрелочного моторного индикатора ЭМИ-Зр сос-
тоит из комбинированного трехстрелочного указателя', датчиков
манометра масла, манометра топлива и термометра масла. Трех-
стрелочный индикатор измеряет давление масла (0—3 кг/см2),
давление топлива (0—400 кг/см2) и температуру масла
(—50| + 150°С).
Указатели ЭМИ-Зр расположены снизу на правых панелях
приборных досок в первой и второй кабинах.
Комплект топливомера состоит из рычажно-поплавкового дат-
чика с сигнализацией критического остатка топлива 200 л и двух
указателей. Подключение датчика к указателю первой или вто-
рой кабины осуществляется переключателем «Термометр газов —
топливомер».
Сигнализаторы давления СДЗ управляют цепями питания соот-
ветствующих лампочек на табло Т-9. Один из них при давлении
топлива после пускового насоса 0,3 кг/см2 размыкает свои контак-
ты, и на табло включается лампочка трафарета С'надписью «Не
запускай». Второй срабатывает при полной выработке топлива из
подвесных баков и замыкает цепь лампочки Подсвета трафарета
«Подвесные баки».
Принцип работы и устройство приборов контроля за работой
двигателя изложены в учебном пособии по конструкции и эксплуа-
тации двигателей типа М-701.
4. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ОТДЕЛЬНЫХ СИСТЕМ, АГРЕГАТОВ И
КОНТРОЛЯ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
К приборам контроля за работой отдельных систем самолета
относятся:
— указатель высоты и перепада давления УВПД^15У;
— • манометры давления воздуха в баллонах МВ-250М;
— манометр давления воздуха в тормозной системе шасси
МВ-12М;
— манометры давления гидросмеси МГ-160 м;
— • манометр давления воздуха в системе сброса фонаря ка-
бины МВ-80;
— ; сигнализатор опасного перепада давления в кабине.
Указатель высоты и перепада давления УВПД-15У (рис: 111)
предназначен для контроля за перепадом давления в кабине, а
также за абсолютным давлением (условной высотой). С помощью
УВПД контролируется также правильность выдерживания задан-
ного закона регулирования кабинного давления автоматическими
регуляторами давления.
УВПД представляет собой комбинированный прибор, состоя-
щий из механизмов высотомера и дифференциального манометра,
смонтированных в одном корпусе и работающих независимо один
5 6
Рис. 111. Схема указателя «высоты» и. перепада давлений в кабине:
1, 9 — мембраны; 2 — ось; 3 — нижняя шкала; 4, 5 — стрелки; 6 — верхняя шка-
ла; 7 — анероидная коробка; 8 — штифт
от другого. Прибор измеряет давление воздуха внутри кабины с
- помощью анероидной коробки 7, а разность давлений в кабине и
окружающем воздухе —• с помощью манометрической коробки 9.
Обе коробки и механизм прибора находятся в корпусе, полость
которого соединена с кабиной самолета через штуцер. Полость
манометрической коробки соединена со статической системой
ПВД (кабиной самолета) с помощью штуцера и трубопровода.
При изменении давления, а следовательно, и «высоты» в кабине
анероидная коробка 7 прогибается. Подвижной центр анероидной
коробки при этом совершает возвратно-поступательное движение,
которое посредством передаточного механизма преобразуется во
вращательное движение стрелки 5. Стрелка на шкале показывает
«высоту» в кабине в километрах.
При наличии перепада между давлениями в кабине и окру-
жающем самолет воздухе за счет разности давлений внутри и
вне манометрической коробки 9 подвижной центр 8 совершает
поступательное движение, которое передаточным механизмом пре-
образуется во вращательное движение стрелки 4. При положи-
тельном перепаде стрелка отклоняется вверх, при отрицательном
вниз.
УВПД-15У размещен на правых панелях приборных досок.
Основные технические данные^прибора УВПД-15У приведены
в таблице 25.
Таблица 25
t
Наименование параметров
Значение параметров
Диапазон температур, при которых
работает прибор
Пределы измерений:
—• «высоты» в кабине
—• перепад между давлениями в
кабине и окружающей самолет ат-
мосфере
от 4-50° до —60° С
от 0 до 15 км
от —0,04 до -|-0,6 кг/см2
Манометры давления воздуха и гидросмеси (МВ-250М;
МВ-12М; МГ-160М; МВ-80) предназначены для измерения давле-
ния в воздушной и гидравлической системах самолета. В качестве
чувствительного элемента в механических манометрах применяют-
ся манометрические трубки.
Принцип действия механического манометра (рис. 112) основан
на свойстве манометрической трубки 1 деформироваться под дей-
ствием разности давлений внутри и вне ее полости. Давление в
полость трубки подается через штуцер 4. При увеличении давле-
Рис. 112. Принципиальная схема
манометра с манометрической
трубкой
I манометрическая трубка; 2 —
рычаг; 3 — сектор; 4 — штуцер;
5 — стрелка; 6 — трубка; 7 — пру-
жина
ния во внутренней полости трубки
последняя, распрямляясь, передает
свое движение стрелке. Материалом
для изготовления манометрических
трубок служит фосфористая бронза
или латунь, а при работе в области
высоких давлений — сталь.
Манометр МВ-12 тормозной сис-
темы шасси размещен снизу на ле-
вой панели приборной доски,
МВ-80 — на левой стенке кабины,
а остальные манометры установлены
на правом пульте в первой кабине.
Основные технические данные
манометров МВ-250М и МВ-12М
приведены в таблице 26.
Сигнализатор опасного перепада
давлений своими контактами замы-
кает цепь питания лампочки на таб-
ло Т-9 с надписью «Давление в
кабине» при перепадах давлений
между кабиной и атмосферой бо-
лее + 185 мм рт. ст. . и менее —
10 мм рт. ст. Свечение надписи на табло предупреждает экипаж
самолета об опасном перепаде давлений.
Таблица 26
Значение параметров
Наименование параметров
МВ-250М МВ-12М
Максимально допустимое давление
кг/см2
Рабочий диапазон давления, кг/см2
Манометрический узел должен быть
герметичен при давлении, кг/см2
Допустимая погрешность в рабочем
диапазоне при температуре
20 ± 5°С, кг/см2
250
0—150
250
12
0-12
12
5. ПОРЯДОК ПРОВЕРКИ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ
ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
После посадки в кабину самолета летчик должен проверить:
— находится ли флажок крана переключений основной и ава-
рийной системы ПВД в положении «ПВД экспл.» и законтрен ли
он, включены ли лампы-кнопки обогрева ПВД;
— внешнее состояние оборудования и приборов на приборной
доске кабины (состояние шкал, остекления и стрелок и положение
последних);
— установлены ли стрелки указателя перегрузки на деление
« +1», а стрелка высотомера на нуль (если не установлены, то
установить их в указанное положение и проверить, соответствует
ли барометрическое давление, показываемое на высотомере, фак-
тическому давлению на уровне аэродрома в данный момент);
— правильность показания часов, подготовить их к полету;
— показания магнитного компаса, ои должен показывать ком-
пасный курс самолета;
— » включить на основном электрощитке передней кабины АЗС
«День» для питания ГИК-1, АГД-1 и ЭУП.
Нормальная работоспособность АГД-1 устанавливается через
1,5 мин., компаса ГИК-1 — через 3 мин. после включения питания; •
— 1 проверить правильность показаний компаса, для чего, на-
жав кнопку «ГИК-1» на приборной доске, произвести согласова-
ние систем ГИК-1. Затем проверить исправность авиагоризонта
(нет ли заваливания гироскопа).
При включении АГД-1 и нормальной работе прибора на зем-
ле и в полете пользоваться кнопкой арретирования запрещается.
—- проверить работу указателей поворота ЭУП, для ‘чего
через 20—30 сек. после включения питания нажать на левую
половину приборной доски. Стрелка указателя при этом должна
отклониться вправо. При нажатии на правую половину приборной
доски стрелка указателя должна отклониться влево.
ГЛАВА XII.
ОБОРУДОВАНИЕ КАБИН
1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ОБОРУДОВАНИЯ
Кабина самолета предназначена для размещения экипажа и
оборудования, необходимого для управления самолетом и двига-
телем. В кабине, кроме того, размещается оборудование, обеспе-
чивающее создание экипажу необходимых жизненных условий при
высотных полетах, а также покидание самолета в аварийных слу-
чаях.
Кабина самолета Л-29 представляет собой герметический от-
сек, расположенный в носовой части фюзеляжа между 3 и 10
шпангоутами.
Сверху кабина закрывается остекленным фонарем, состоящим
из откидной (передней) и сдвижной (задней) частей.
Кабина герметическая, вентиляционного типа. Принцип вен-
тиляционности заключается в том, что в нее непрерывно нагне-
тается компрессором двигателя под избыточным давлением воз-
дух, а специальный агрегат—регулятор давления — автоматиче-
ски поддерживает в кабине заданное давление, стравливая его из-
лишек в атмосферу. Воздух в кабину подается из расчета 50—
75 м3/час на одного человека. Процентное содержание кислорода
в подаваемом в кабину воздухе постоянное.
Для обеспечения покидания самолета летчиками на больших
скоростях полета кабина оборудована катапультируемыми си-
деньями.
Оборудование кабины —• приборы, рычаги и кнопки управле-
ния, электропереключатели — размещено на приборных досках и
пультах. Часть оборудования смонтирована на полу и бортах ка-
бины.
Размещение оборудования в кабине подчинено требованию
наилучшего обзора, удобства пользования и обслуживания.
Для удобства наблюдения указатели приборов . группируются
по назначению и устанавливаются на приборных досках в опреде-
ленном порядке. В центре приборной доски на самом видном мес-
те располагается группа основных пилотажно-навигационных при-
боров. Указатели приборов контроля работы двигателя, наблюде-
ние за которыми в полете ведется сравнительно реже, распола-
гаются в правой части приборной доски. Вспомогательные прибо-
ры и оборудование размешаются на пультах управления слева и
справа.
Все рычаги, кнопки и переключатели, которые используются в
аварийных случаях, имеют красную окраску.
2. ФОНАРЬ КАБИНЫ
*
.Фонарь кабины защищает летчика.от воздушного потока, обеспе-
чивает ему необходимый обзор, придает кабине обтекаемую форму
и герметично ее закрывает. Состоит из следующих основных ча-
стей:
— переднего козырька фонаря,
— откидной части фонаря,
— среднего щитка,
— сдвижной части фонаря.
Передний козырек фонаря установлен в верхней части фюзе-
ляжа между шпангоутами № 3 и 5, состоит из каркаса и остекле-
ния. Каркас козырька выполнен из дюралюминиевого профиля.
Остекление козырька изготовлено из органического • стекла
толщиной 8 мм. Стекло вставляется- в каркас с зазором, который
заполняется специальной замазкой. Органическое стекло по всему
контуру крепится к каркасу при помощи винтов.
• ” Для предохранения стекла от излишнего напряжения винты
проходят через распорные втулки
В верхней части козырька имеются два поручня для опоры при
выходе из передней кабины. На внешней стороне козырька уста-
новлен патрубок противообледенительного устройства.
Откидная часть фонаря размещена 'между рамами № 5 и 7 фю-
зеляжа. Состоит из каркаса и остекления. Каркас состоит из двух
продольных фрезерованных дюралюминиевых профилей и двух
дужек. Дужки с профилями соединены потайными винтами.
По всему периметру каркаса проходит желобок для шланга
герметизации. В каркас вставляется органическое'стекло, которое
по контуру герметизировано резиной и замазкой.
На обоих продольных профилях каркаса с внутренней стороны
установлены:
— петли'для захвата откидной части фонаря замками;
— упоры, которыми откидная часть фонаря опирается на под-
фонарную панель;
— кронштейны крепления шторки фонаря;
— патрубки обдува фонаря.
Кроме того, на правой стороне каркаса установлены:
— петля для крепления троса контровки стреляющего меха-
низма сиденья;
— кронштейн для крючка тросика, поддерживающего фонарь в
открытом положении.
На левом профиле размещена опора, удерживающая откидную
часть фонаря в открытом положении. На задней дужке установ-
лен кронштейн, через который проходит тяга управления шторкой
откидной части фонаря из задней кабины.
На правой внешней стороне продольного профиля каркаса
прикреплены два узла подвески откидной части фонаря в откры-
том положении. Во избежание поломки этих узлов при открытии
откидной части фонаря запрещается его чрезмерно приподнимать.
Для открытия фонаря с левой наружной стороны на каркасе от-
кидного фонаря имеется скоба. Для открытия фонаря изнутри
имеется внутренняя скоба.
В закрытом положении откидной фонарь удерживается
четырьмя замками, расположенными попарно справа и
слева на подфонарной раме (рис. 113).
Замок состоит из двух губок (1), насаженных на одной оси.
Под воздействием плоской пружины (2) губки стремятся развер-
нуться в положение «Замок открыт».
В нижней части замка на оси подвешен управляющий рычаг,
который при повороте распирает нижние концы губок и тем са-
мым закрывает замок, то есть сдвигает верхние концы губок, а
последние захватывают петли открытого фо^ря и удерживают
его в закрытом положении.
Управляющие рычаги всех четырех замков соединены тягами и
поперечным валом.
Управление замками откидной части фонаря
осуществляется:
— изнутри кабины — перемещением рычага, находящегося
слева впереди на подфонарной панели;
— снаружи — поворотом рукоятки на борту фюзеляжа, со-
единенной с поперечным валом механизмом свободного хода.
Закрытое положение замков контролируется:
— по красной рийсе с надписью: «Проверить закрытие замков»,
задняя кромка рычага должна находиться против риски;
— по сомкнутым губкам замка.
Рис. 113. Механизм управления замками фонаря кабины:
1 — захваты; 2 — плоская пружина; 3 — запорный рычаг; 4 — ру-
коятка; 5 — рычаг; 6 — поперечная ось; 7 — клапан герметизация
фонаря; 8 — защелка; 9 — тягн
Система аварийного сброса откидной части фонаря включает
в себя:
—• механизм аварийного открытия замков откидной части фо-
наря;
—* систему подброса откидной части фонаря.
Управление системой аварийного сброса откидной части фона-
ря осуществляется с помощью ручки на правом поручне сиденья
передней кабины.
При перемещении ручки вперед срабатывает механизм ава-
рийного открытия замков. Кроме того, включается система под-
броса, происходит принудительный сброс откидной части фонаря.
Механизм аварийного
открытия замков откид-
ной части ф о н а р я предназ-
начен для открытия замков фона-
ря при аварийном его сбросе.
Смонтирован на поперечном валу
и управляется ручкой, располо-
женной на правом поручне си-
денья (рис. 114).
На поперечный вал (8) сво-
бодно насаживаются два рычага
(2), верхние концы которых жест-
ко соединены с неподвижной по-
перечиной (1). В нижней части
рычагов находится собачка (9),
удерживающая механизм в зак-
рытом положении.
На поперечном валу также
свободно установлены две двух-
плечие качалки (4). К одному
концу качалок присоединяется
рабочая пружина (6), на другом
конце находятся поворачивающи-
еся совместно с плоскосрезанной
осью (10) два рычага (11), кото-
рые приводятся в движение под-
соединенной к ним тягой (12).
К наружным сторонам кача-
лок (4) примыкают два однопле-
чих рычага (7), которые жестко
Рис. 114. Механизм аварийного
открытия замков откидной части
фонаря:
I — неподвижная поперечина; 2 —
рычаг; 3 — зацепка; 4 — двуплечая
качалка; 5 — защелка; 6 — рабочая
пружина; 7 — одноплечий рычаг; 8—
поперечный вал; 9 собачка; 10 —
плоскосрезаниая ось; Ц — рычаг;
12 •— тяга
соединены с поперечным валом.
Концы одноплечих рычагов со-
единены при помощи пальца, проходящего через вырезы в ка-
чалках и рычагах.
-В закрытом положении механизма аварийного открытия зам-
ков рабочая пружина натянута. Качалки от поворота под воздей-
ствием рабочей пружины удерживаются собачкой, находящейся в
зацеплении с плоскосрезанной осью.
При таком положении механизма аварийного открытия замков
поворот поперечного вала ограничивается движением пальца в
вырезе качалок и рычага. Этой величины возможного поворота
вала достаточно, чтобы от рычага внутри кабины или рукояткой
снаружи произвести открытие и закрытие замков откидного фона-
ря кабины. При повороте поперечного вала влево замки откидного
фонаря закрываются, палец при этом занимает в вырезе крайнее
верхнее положение. При повороте поперечного вала вправо замки
откидного фонаря открываются, палец занимает в вырезе край-
нее нижнее положение.
Для аварийного открытия замков откидной части фонаря не-
обходимо ручку на правом поручне сиденья подать вперед.' Дви-
жение от поворота ручки через систему рычагов и тяг передается
при этом на тягу 12, которая в свою очередь поворачивает ры-
чаги совместно с плос^эсрезанной осью 10. Плоскосрезанная ось,
поворачиваясь, всходит из зацепления с собачкой, и качалки 4
под воздействием пружины 6 поворачиваются вправо. Эуо движе-
ние через палец, находящийся вверху выреза качалок (так как
Рис. 115. Средний щиток:
1 — внутренняя дуга; 2 — наружный профиль; 3 — опо-
ра щитка; 4 — кронштейн; 5 — подвеска компаса; 6 —<
упоры; 7 — органяческое стекло; 8 — поперечная
жесткость
замки закрыты), и одноплечие рычаги 7 передается на поперечный
вал, который поворачивается вправо и открывает замки откидной
части фонаря.
Между рычагами смонтирована защелка (3), которая препят-
ствует самопроизвольному повороту поперечного вала, прижи-
маясь за счет пружины к пальцу.
Система под б роса откидной части фонаря пред-
назначена для принудительного сброса откидной части фонаря при
аварийном случае (устройство и работа системы рассмотрены
в главе «Воздушная система»).
Средний щиток (рис. 115) расположен перед шпангоутом № 7
носовой части фюзеляжа между передней и задней кабинами. Кар-
кас щитка состоит из дужки (2) и поперечной жесткости (8). На
внутренней стороне дужки имеется кронштейн для крепления ба-
рабанчика с тросиком, удерживающим откидную часть фонаря,в
открытом положении (4).
В каркас среднего щитка вмонтировано органическое стекло,(.в
левой стороне которого имеется вырез. Через этот вырез летчик из
задней каоипы может управлять шторкой .слепого полета перед-
ней кабины.
Сдвижная часть фонаря кабины закрывает заднюю кабину са-
молета. Состоит из каркаса, остекления и обтекателя.
Каркас изготовлен из двух продольных фрезерованных дюра-
люминиевых профилей, передней дужки и задней рамы, жестко
соединенных между собой. В каркасе фонаря имеется желобок,’ в
котором размещен шланг герметизации. ,
В каркас сдвижной части фонаря вставляется органическое
стекло, толщиной 8 мм, которое по контуру герметизировано уп-
лотнительной резиной и замазкой.
К задней раме каркаса прикреплен обтекатель из листового
дюралюминия. Внутри обтекателя приклепаны жесткости для
крепления деталей системы сброса сдвижного фонаря и системы
герметизации его.
На обтекателе имеются лючок и два окна из органического
стекла. Через лючок обеспечивается доступ к зарядному штуцеру
и манометру системы герметизации сдвижного фонаря. Окна слу-
жат для контроля за показанием манометра и для проверки уста-
новки роликов заднего замка в направляющий рельс при монтаже
сдвижного фонаря. >
К задней раме каркаса прикреплена петля для крепления тро-
са контровки стреляющего механизма Заднего катапультируемого
сиденья.
На продольных профилях каркаса установлены передние ава-
рийные замки сдвижного фонаря — левый и правый. На стенке
задней рамы установлен задний аварийный замок сдвижного фо-
наря.
Крепление сдвижной части фонаря к фюзеляжу и ее переме-
щение при открытий и закрытии осуществляется при помощи ро-
ликов, которые смонтированы на аварийных замках. Эти ролики
входят в рельсы, установленные на подфонарной панели фюзеляжа.
Сдвижная часть фонаря фиксируется в закрытом, открытом и
промежуточном (открытом на 120 мм) положениях.
В закрытом положении фонарь фиксируется при помо!ци двух
крюков, имеющих на передних аварийных замках, и двух стопор-
ных скоб с пружинами, установленных на подфонарной панели.
При перемещении сдвижной части фонаря в переднее крайнее по-
ложение скос крюка, преодолевая усилие пружины, приподнимает
стопорную скобу й заходит под *нее. Под действием пружины ско-
ба опускается и удерживает сдвижную часть фонаря в закрытом
положении.
Открытие сдвижной части фонаря осуществляется:
1) изнутри кабины — рычагом, установленным на корпусе ле-
вого аварийного замка. На одной оси с рычагом открытия сдвиж-
ной части фонаря установлен подъемный рычаг, который при по-
мощи троса соединен с подъемным рычагом на правом аварийном
замке.
При повороте рычага открытия сдвижной части фонаря «на
себя» подъемные рычаги поднимают стопорные скобы, освобож-
дают крюки замков, и фонарь можно сдвигать назад.
2) снаружи кабины — при помощи ручки, размещенной на ле-
вой наружной стороне каркаса сдвижной части фонаря. В нера-
бочем положениифучка прижимается к каркасу и удерживается
движком.
В промежуточном положении сдвижная часть фонаря удержи-
вается при помощи стопорного устройства, смонтированного на
левом аварийном замке. Стопорное устройство представляет со-
бой штырь,^ который под действием пружины прижимается к вер-
тикальной стенке рельса.
При открытии сдвижной части фонаря на 120 мм штырь за-
ходит в отверстие на стенке рельса и фиксирует сдвижную часть
фонаря. Чтобы выключить стопорное устройство, необходимо по-
тянуть на себя и развернуть на 90° его рукоятку.
В полностью открытом положении сдвижная часть фонаря
удерживается при помощи петли, установленной на правом ава-
рийном замке. При движении сдвижной части фонаря назад петля
под действием пружины заскакивает за зубец на подфонарной па-
нели и фиксирует ее в открытом положении.
Для закрытия сдвижной части фонаря из полностью открытого
положения необходимо повернуть вперед рычаг на правом ава-
рийном замке. При этом петля выйдет из зацепления с зубом и
освободит сдвижную часть фонаря.
Рычаг на правом аварийном замке служит только для откры-
тия устройства, фиксирующего сдвижную часть фонаря в полно-
стью открытом положении.
Система аварийного сброса сдвижной части фонаря включает
в себя:
— • три аварийных замка: два передних — левый и правый и
один задний;
— механизм открытия аварийных замков;
— систему подброса сдвижной части фонаря.
Управление системой аварийного сброса сдвижной части фо-
наря осуществляется ручкой на правом поручне сиденья задней
кабины.
Передние аварийные замки. Механизм замка
смонтирован в корпусе, прикрепленном к продольному профилю
каркаса сдвижной части фонаря.
В вырезы корпуса замка вставляется несущий рычаг. В сред-
ней части несущего рычага имеется выемка, посредством которой
он опирается на ось, закрепленную на корпусе замка. На несущем
рычаге находятся крюк для фиксации сдвижного фонаря в закры-
том положении и ролик для передвижения фонаря на рельсах. От
выпадания из корпуса замка несущий рычаг удерживается запи-
рающей качалкой.
Под воздействием пружины запирающая качалка стремится
повернуться и освободить несущий рычаг, но повороту запираю-
щей качалки препятствует плоскосрезанная ось, на которой смон-
тирована качалка управления. Качалка управления приводится в
действие от механизма открытия аварийных замков сдвижного
фонаря.
При аварийном открытии замков качалка управления повора-
чивает плоскосрезанную ось, которая при этом дает возможность
запирающей качалке повернуться под действием пружины и ос-
вободить несущий рычаг.
Несущий рычаг из корпуса замка выпадает и остается в же-
лобе направляющего рельса.
Задний аварийный з а м о. к. Смонтирован па стенке
задней рамы сдвижного фонаря. В стальной корпус замка встав-
лены две оси — верхняя и нижняя. На одном конце верхней оси
закреплена запирающая качалка с вырезом, иа другом — ка-
чалка кинематического механизма. На средней части оси закреп-
лен кулачок.
Выступающий конец нижней оси имеет лыску,, которой он за-
падает в вырез запирающей качалки. На другом конце нижней
оси смонтированы качалка кинематического механизма и тяга уп-
равления механизма открытия аварийных замков.
В вырезы на нижней кромке корпуса замка вставляется несу-
щий рычаг, на котором смонтирован ролик, заходящий в рельс. В
средней части несущего рычага имеется выемка, посредством ко-
торой он опирается на нижнюю ось. Кулачком несущий рычаг
удерживается от выпадания из замка. Пружина удерживает за-
мок от самопроизвольного открытия.
В случае аварийного сброса сдвижной части фонаря движение
от механизма открытия аварийных замков передается на тягу
управления, которая поворачивает нижнюю ось замка. Через ка-
чалку кинематического механизма приводится в действие и верх-
няя ось замка.
При повороте выступающий конец нижней осп выходит пз вы-
реза запирающей качалки, которая теперь не препятствует пово-
роту верхней оси.
При повороте верхней оси кулачок отклоняется и освобождает
несущий рычаг. Несущий рычаг выпадает из замка и остается в
рельсе на фюзеляже.
Механизм открытия аварийных замков установ-
лен на оси между задней стенкой и жесткостью обтекателя
сдвижного фонаря. На оси жестко крепятся одноплечий рычаг и
спаренная качалка. К одноплечему рычагу подсоединяется рабо-
чая пружина. ।
В середине спаренной качалки свободно установлена плоско-
срезанная ось, на обоих концах которой закреплены рычаги. Кон-
цы рычагов соединены при помощи пальца, на котором подвешена
тяга управления. Палец проходит через вырезы в спаренной ка-
чалке.
На ось свободно насажен двуплечий рычаг, одно плечо кото-
рого жестко закреплено на обтекателе фонаря. На втором плече
смонтирована собачка.
На оси за задней стенкой фонаря крепится двухплечая качал-
ка, к концам которой подсоединяется тросовая проводка для от-
крытия передних замков.
В закрытом положении механизма рабочая пружина растянута
и стремится повернуть через рычаг ось вправо. Но собачка удер-
живает за плоскосрезанную ось спаренную качалку, а значит и
ось от поворота.
Аварийный сброс сдвижной части фонаря осуществляется пе-
ремещением вперед ручки на правом поручне заднего сиденья.
Через систему тяг и качалок движение передается на тягу управ-
ления механизма открытия аварийных замков. Тяга управления
через рычаг разворачивает плоскосрезанную ось и выводит ее из
зацепления с собачкой.
Под действием пружины одноплечий рычаг поворачивается
вправо вместе с осью, на которой он жестко закреплен. Закреплен-
ная на оси двуплечая качалка, поворачиваясь, открывает пос-
редством гибкой проводки передние замки и с помощью тяги
управления — задний замок. Сдвижная часть фонаря освобож-
дается от фюзеляжа.
Кроме того, при перемещении вперед ручки аварийного сброса
включается система подброса сдвижной части фонаря.
3. КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЕ СИДЕНЬЯ
Катапультируемые сиденья (рис. 116) обеспечивают экипажу
безопасное покидание самолета на больших скоростях полета (до
700 км/час).
Установка катапультируемого сиденья включает в себя:
— сиденье с привязными ремнями;
— стреляющий механизм;
— направляющие рельсы.
Сиденье состоит из следующих деталей:
— каркаса с дзумя подножками и боковыми поручнями;
* — подпарашютной чашки;
— спинки с подушкой;
— заголовника; *
— привязных ремней.
На вертикальных профилях каркаса сиденья установлены две
пары роликов, благодаря которым сиденье движется по направляю-
щим рельсам при его установке и катапультировании, и две бо-
бышки, фиксирующие сиденье в рельсах.
К сиденью крепятся привяз-
ные ремни.
Плечевые ремни крепятся к
механизму натяга, при помощи
которого изменяется их натяже-
ние. Фиксируется натяжение рем-
ней ручкой стопорения, располо-
женной на левом поручне.
Плечевые и поясные ремни
соединяются замком, смонтиро-
ванным на правом поясном рем-
не. На левом поясном ремне име-
ется скоба с отверстием для зам-
ка. Концевые пряжки плечевых
ремней надеваются на скобу ле-
вого поясного ремня и в этом по-
ложении замок запирается.
Открывается замок при помо-
щи скобы, расположенной на пра-
вом поясном ремне.
На правой стороне чашки си-
денья установлен автомат АД-3,
предназначенный для автоматиче-
ского открытия замка привязных
ремней после катапультирования.
На правом поручне сиденья
установлена ручка аварийного
сброса фонаря, одновременно яв-
ляющаяся предохранителем ско-
Рис. 116. Катапультируемое си-
денье:
I — предохранительные упоры: 2 —
заголовник; 3 — плечевые ремни; 4 —
поясные ремни; 5 — рычаг стопоре-
ния плечевых ремией; 6 — замок
привязных ремней; 7 — рычаг ава-
рийного сброса фонаря; 8 — рычаг
боевого спуска
бы выстрела, расположенной под поручнем.
При перемещении ручки аварийного сброса фонаря передней
кабины на 5—9° после начала открытия замков срабатывает мик-
ровыключатель КВ-6-20 и подается питание одновременно на
электропневмоклапаны ЭК-48 системы подброса откидной части
фонаря и блокировки катапультирования заднего сиденья.
Блокировка катапультирования служит для исключения одно-
временного катапультирования из обеих кабин.
При перемещении рычага аварийного сброса фонаря задней ка-
бины в начале движения срабатывает мпкровыключатель КВ-9,
подающий питание к ЭК-48 блокировки катапультирования перед-
него сиденья. А при передвижении рычага аварийного сброса на
5—9° после начала открытия замков фонаря срабатывает микро-
выключатель КВ-6-2А и включает питание к ЭК-48 подброса-
сдвижного фонаря. После катапультирования летчика сиденье в
другой кабине автоматически разблокируется. Разблокировать си-
денье можно и вручную, выдернув вилку-перемычку из розетки,
расположенной на полу кабины, справа от сиденья.
На продольные профили каркаса надвигается и крепится дву-
мя морскими болтами скоба подвески. Перестановкой морских
болтов в отверстиях скобы сиденье регулируется по росту летчика.
Диапазон регулировки ± 40 мм от среднего положения.
На скобе подвески монтируется заголовник с подушкой.
Сиденье крепится к стреляющему механизму. Крепление осу-
ществляется посредством болта, соединяющего скобу подвески си-
денья с головкой стреляющего механизма.
Стреляющий механизм предназначен для производства выстре-
ла и выбрасывания сиденья при катапультировании.
Стреляющий механизм состоит из двух телескопических труб—
внутренней и внешней, соединенных между собой шариковым зам-
ком. Внешняя труба крепится к полу кабины. Внутренняя труба
в своей нижней части имеет поршень, в котором размещены ша-
рики шарикового замка. В верхней части трубы имеется резьба, на
которую наворачивается головка стреляющего механизма.
Головка стреляющего механизма состоит из ударника, пружи-
ны и упора ударника. Ударник служит для разбивки капсюля пи-
ропатрона. Упор ударника препятствует перемещению ударника
под воздействием пружины. Упор ударника контрится тросом, со-
единенным с фонарем. На земле упор ударника дополнительно
контрится наземным стопором.
При перемещении рычага аварийного сброса фонаря вперед
замки фонаря открываются, фонарь сбрасывается и выдергивает
тросовую контровку упора ударника.
Одновременно при перемещении рычага аварийного сброса его
зуб выходит из зацепления со *скобой выстрела и освобожда-
ет ее. '
При нажатии на скобу выстрела упор ударника через тросо-
вую проводку, траверсу и двухплечий рычаг отодвигается и под
действием пружины ударник ударяет по касюлю пиропатрона
ПК-4-1. Происходит выстрел. При выстреле пороховые газы от-
крывают шариковый замок п, действуя на поршень, выбрасывают
внутреннюю трубу вместе с сиденьем из кабины.
Скорость схода сиденья с рельсов около 18 м/сек. При ката-
пультировании летчик испытывает 20-кратную перегрузку.
ПОРЯДОК АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТА
Действия летчиков при покидании самолета в воздухе должны
бы(ть отработаны на земле до автоматизма.
Решение о покидании самолета принимает командир экипа-
жа. Катапультные установки обеспечивают безопасное покидание
самолета членами экипажа до скорости 700 км/час по прибору
при различных положениях самолета.
Минимально безопасная высота катапультирования в режиме
прямолинейного горизонтального полета при скорости 400 км/час
по прибору равна 150 м. *
При катапультировании первым покидает самолет член эки-
пажа, вторым — командир экипажа.
В зависимости от обстановки катапультирование может быть
выполнено в любой последовательности,
ПОКИДАНИЕ УПРАВЛЯЕМОГО САМОЛЕТА КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕМ
ь
Действия командира экипажа:
— • при полете на малой высоте, если позволяют условия, ис-
пользуя скорость и тягу двигателя, набрать высоту 1000—2000 м;
— при полете на больших высотах, если позволяют условия,
снизиться до высоты 4000 м;
— подать члену экипажа команду «Приготовиться к прыжку»;
— перевести самолет в горизонтальный полет;
— уменьшить скорость до 250—300 км/час по прибору;
— получив доклад от члена экипажа о готовности к покиданию
самолета, подать ему команду «Прыжок»;
— • после покидания самолета членом экипажа самому покинуть
самолет.
Действия члена экипажа:
а) по команде «Приготовиться к прыжку»:
— снять ноги с педалей и поставить их на подножки кресла;
— • плотно прижаться к спинке и заголовнику кресла;
— • застопорить плечевые ремни;
— доложить командиру экипажа о готовности к покиданию
самолета и взяться левой рукой за левый поручень кресла, а пра-
вую руку перенести на рычаг аварийного аброса фонаря;
б) по команде «Прыжок»:
— • сбросить фонарь, для чего правой рукой энергично перевес-
ти в переднее положение рычаг аварийного сброса фонаря;
— убедившись, что фонарь сброшен, перенести правую руку
па поручень кресла;
— • упереться ногами в подножки, а руками в поручни кресла;
— закрыть глаза и, не меняя принятой позы, правой рукой на-
жать рычаг выстрела.
Если при перемещении рычага аварийного сброса фонаря в
крайнее переднее положение сброс фонаря не произошел, член эки-
пажа должен открыть замки фонаря при помощи ручки эксплуата-
ционного открытия замков. В случае несхода фонаря столкнуть его
руками; '
— после покидания самолета, когда откроется замок привяз-
ных ремней от автомата АД-3, отделиться от сиденья, для чего
оттолкнуться от него руками и ногами.
Если замок привязных ремней не откроется при помощи авто-
мата АД-3, необходимо открыть его вручную через 1,5—2 сек. пос-
ле катапультирования;
— после отделения от кресла раскрыть парашют или продол-
жать свободное падение в зависимости от высоты, на которой про-
изведено катапультирование;
— при вынужденном покидании самолета на высотах ниже
500 м от земли раскрытие парашюта производить немедленно пос-
ле отделения от кресла выдергиванием вытяжного кольца пара-
шюта;.
— при вынужденном покидании самолета на высотах более
1000 м (вплоть до практического потолка самолета) продолжать
падение до раскрытия парашюта прибором КАП-3; если не проис-
ходит раскрытия парашюта прибором КАП-3, раскрыть парашют
выдергиванием вытяжного кольца на высоте не ниже 500 м над
землей;
— в случае необходимости раскрытия парашюта на высоте,
превышающей установленную на приборе КАП-3 (интенсивное
вращение при падении, сильная боль в ушах), раскрыть парашют
не ранее чем через 5 сек после отделения от кресла.
ПОКИДАНИЕ НЕУПРАВЛЯЕМОГО САМОЛЕТА КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕМ
Действия командира экипажа:
— • подать только исполнительную команду «Прыжок»;
— покинуть самолет, выполнив действия, изложенные выше.,
Действия члена экипажа:
— по исполнительной команде «Прыжок» выполнить действия,
изложенные выше, не докладывая командиру экипажа о готовно-
сти к покиданию самолета.
Если командиру или члену экипажа не удается перевести ры-
чаг аварийного сброса фонаря в крайнее переднее положение, это
означает, что система сброса фонаря заблокирована. В этом слу-
чае необходимо:
— рычаг аварийного сброса фонаря вернуть в исходное поло-
жение;
— при помощи кольца, расположенного на правой стороне
чашки кресла, выдернуть вилку из розетки на полу кабины (раз-
блокировать систему сброса фонаря);
— вторично перевести рычаг в крайнее переднее положение.
ь
ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА.БЕЗ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ
Аварийное^покидание самолета без катапультирования приме-
няется тольксГ в случае отказа катапультной установки. В гори-
зонтальном полете без крена покидание самолета может осущест-
вляться как через правый, так и через левый борт. При наличии
крена самолет необходимо покидать в сторону крена.
Действия члена экипажа:
— доложить командиру экипажа о несрабатывании катапульт-
ной установки;
— получив команду «Покинуть самолет через борт», расстег-
нуть замок привязных ремней;
— сбросить плечевые и поясные ремни;
— положить руки на борта кабины;
— • приподняться на руках и, разворачиваясь влево или вправо
(в зависимости от того, в какую сторону осуществляется покида-
ние самолета), поставить левую (правую) ногу в чашку кресла;
— правую (левую) руку перенести на рамку переднего козырь-
ка;
— подаваясь вперед, колено правой (левой) ноги поставить в
угол между рамой козырька и бортом кабины;
— оттолкнувшись, отделиться от самолета.
Действия командира экипажа:
— получив доклад от члена экипажа о несрабатывании ката-
пультной установки, подать команду члену экипажа «Покинуть
самолет через борт»; ‘
— убедившись в покидании самолета членом экипажа, само-
му покинуть самолет.
Командир экипажа обязан покинуть самолет с-помощью ката-
пультной установки и только в случае ее отказа оставить самолет
через борт кабины. При этом его действия должны быть аналогич-
ны действиям члена экипажа.
&
к
ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ
Действия членов экипажа:
— открыть фонарь кабины (если не открывается, произвести
аварийный сброс);
— отсоединить замок гофрированного шланга кислородной мас-
ки от замка, расположенного на подвесной системе парашюта;
— отсоединить гофрированный шланг кислородной маски от
шланга парашютного кислородного прибора КП-23;
— освободиться от привязной системы кресла, для чего с по-
мощью кольца на правом поясном ремне открыть замок привязных
ремней и сбросить ремни;
— открыть замок «ТП» подвесной системы парашюта, выдер-
нуть ножные обхваты из полуколец на круговой лямке, несколько
сползти вперед й сбросить с плеч подвесную систему парашюта;
— покинуть самолет.
ОБОСНОВАНИЕ ДЕЙСТВИЙ
При вынужденном покидании самолета на организм летчика
действуют значительные перегрузки, скоростной напор, быстрое
изменение давления при снижении с больших высот, динамические
удары при выходе из кабины в воздушный поток и при раскры-
тии парашюта, а также ряд отрицательных факторов психологи-
ческого порядка, мешающих летчику принять правильное решение
и быстро его исполнить. Поэтому на условия вынужденного поки-
дания самолета накладывается ряд ограничений:
— максимальная^приборная скорость (70Q км/час) ограничи-
вается опасностью получения травм (в первую очередь лица) от
действия скоростного напора и прочностью парашюта, если он вво-
дится в действие сразу после отделения летчика от сиденья;
— минимальная высота ограничена временем, которое необ-
ходимо на покидание самолета, отделение от сиденья и раскрытие
парашюта. Она зависит от исходной скорости катапультирования,
а также от угла наклона траектории полета самолета в момент
катапультирования. Слишком малая скорость полета в момент по-
кидания самолета ведет к увеличению времени отделения летчика
от сиденья и наполнения купола парашюта, а следовательно, уве-
личивается минимальная высота безопасного покидания само-
лета;
— максимальная высота покидания самолета Л-29 при край-
ней необходимости не ограничивается, так как кислородное обо-
рудование обеспечивает нормальную жизнедеятельность организ-
ма летчика при спуске с потолка самолета. Однако, если обста-
новка позволяет, рекомендуется покидать самолет на высоте не
более 4000 м, эта высота считается максимальной высотой, до ко-
торой -атмосферные условия гарантируют нормальную жизнедея-
тельность организма летчика без применения кислородного обору-
дования;
— покидать самолет рекомендуется на скоростях 250—
300 км/час, близких к эволютивной скорости самолета, с целью
снижения нагрузок от скоростного напора на организм летчика;
— при покидании самолета на высотах менее 500 м не следует
дожидаться срабатывания КАП-3, а производить выдергивание вы-
тяжного кольца с целью сохранения высоты, необходимой для рас-
крытия парашюта;
— • при раскрытии парашюта выдергиванием вытяжного кольца
на высотах, превышающих установленную на КАП-3 (в случае ин-
тенсивного вращения при падении или сильной боли в ушах), ре-
комендуется делать задержку после отделения от сиденья не ме-
нее 5 сек. во избежание столкновения кресла с парашютом,
л
л
4. СИСТЕМА ПРОТИВОПЕРЕГРУЗОЧНОГО УСТРОЙСТВА
Противоперегрузочное устройство предназначено для повыше-
ния сопротивляемости организма летчика воздействию положитель-
ных перегрузок.
В комплект противоперегрузочного устройства входят:
— противоперегрузочный костюм ППК-1;
— автомат давления АД-5;
— фильтр.
Противоперегрузочный костюм ППК-1 представляет собой брю-
ки из двойной ткани «капрон», с размещенными внутри резиновы-
ми камерами, которые заполняются воздухом под давлением, про-
порциональном величине, действующей перегрузки.
Действие ППК-1 заключается в том, что давление, создаваемое
в резиновых камерах, поджимает брюшные стенки и мышечные
группы ног, чем создается препятствие перемещению крови к ни-
жележащей части тела во время воздействия положительной пе-
регрузки.
Костюм ППК-1 посредством резинового шланга подключается
к автомату давления АД-5.
Автомат давления АД-5 служит для автоматической подачи и
регулирования давления воздуха в костюме ППК-1 в зависимости
от величины положительной перегрузки, действующей на самолет.
Автомат имеет два режима работы—• «минимум» и «максимум».
На режиме «минимум» АД-5 при действии перегрузки от 1,75 до
8 обеспечивает подачу в костюм ППК-1 давления воздуха от 10
до 346 мм ртутного столба, а на режиме «максимум» при действии
таких же перегрузок—‘Давления от 15 до 465 мм ртутного столба.
Автомат АД-5 состоит из корпуса, в цилиндрической полости
которого размещены инерционный груз и поршень с пружиной. На
выходном патрубке автомата установлен предохранительный кла-
пан, предотвращающий повышение давления в ППК-1 свыше
475 мм ртутного столба.
,В верхней части корпуса АД-5 установлена головка включе-
ния, которая служит для переключения автомата на режим рабо-
ты «минимум» или «максимум». В головке включения находится
шариковый замок для фиксации дополнительного инерционного
груза при переключении АД-5 на режим «минимум».
В головке включения имеется кнопка для наземного включения
и проверки исправности АД-5.
К автомату АД-5 подводится сжатый воздух от компрессора
двигателя. При действии на самолет перегрузки менее 1,75 пор-
шень под воздействием пружины находится в крайнем верхнем по-
ложении и перекрывает доступ воздуха в костюм ППК-1.
При действии .на самолет перегрузки, превышающей 1,75, инер-
ционный груз (если установлен режим «минимум») или два инер-
ционных груза (если установлен режим «максимум») перемещают
поршень вниз, сжимая его пружину. При этом через кольцевую
профилированную проточку на поршне воздух поступает в костюм
ППК-1. Часть воздуха, поступающего в ППК-1 через радиальные
сверления в профилированной проточке, проходит под поршень.
Как только силы давления воздуха и пружины под поршнем
будут больше силы, вызванной действием перегрузки на поршень
и инерционные грузы, поршень начнет двигаться вверх и перекроет
доступ воздуха в костюм ППК-1.
Очевидно, чем больше перегрузка, действующая на самолет,
тем при- большем давлении воздуха поршень перекроет доступ
воздуха в ППК-1. Таким образом, давление в ППК-1 пропорцио-
нально величине действующей на самолет положительной пере-
грузки.
Эксплуатация ППК-1 на режиме «минимум» илн «максимум»
зависит от физиологических особенностей организма и выбирается
после опробования режима в полете каждым летчиком самостоя-
тельно.
Фильтр служит для очистки воздуха, поступающего в автомат
АД-5, от механических частиц, с целью обеспечения надежной ра-
боты автомата. Фильтрующий элемент изготовлен из специально
обработанной бумаги.
5. ОБОРУДОВАНИЕ КАБИН
Передняя кабина (рис. 117).
На левом борту кабины установлены:
— Замки фонаря — для удержания откидной части
закрытом положении (29);
— Аптечка (10);
— Ручка управления триммером руля высоты (33);
онаря в
— Рычаг управления замками фонаря (34);
— Левое УФО (35);
— Лампы подсвета пультов — 2 шт. (под щитком).
На левом пульте кабины размещены:
— Микротелефонный шнур с соединительной колодкой от
РТЛ-22 (РТЛ-11) (2);
— Автомат давления АД-5 (3). Предназначен для автоматиче-
кой подачи сжатого воздуха в противоперегрузочный костюм при
действии на самолет положительной перегрузки;
— Выключатель автомата подсоса воздуха кислородного при-
бора КП-18(4). Служит для.перекрытия прохода воздуха из ка-
бины в полость легочного автомата: при полете выше 8000 м; при
попадании дыма в кабину; при наличии постороннего запаха.
— Бортовой кислородный вентиль КВ-2 мс (5). При подготовке
оборудования к высотному полету проверяется его открытие.
— Щиток управления РТЛ-22 (РТЛ-11) (8). Служит для уп-
равления радиостанцией. На передней панели расположены сле-
дующие органы управления: подавитель шума, переключатель
«УКВ-АРК», регулятор подсвета, регулятор громкости, лампочки
подсвета, барабанный переключатель каналов.
— Перекрывной пожарный кран (9). Служит для прекращения
подачи топлива к насосу двигателя при пожаре.
— Переключатель приводных радиостанций «Ближняя—Даль-
няя» с подсветом (11). Служит для переключения радиокомпаса
АРК-9 с «Дальней» приводной радиостанцией на «Ближнюю».
— Вентиль «Аварийная подача кислорода» (6). Предназначен
Рис. 117. Передняя кабина
*
для непрерывной подачи кислорода' летчику. Открывается при на-
рушении работы легочного автоматам при произвольной разгерме-
тизации кабины в полете и при ухудшении самочувствия летчика,
й, Шланг подвода кислорода от КП’-18 к маске (7).
1 Шланг подвода ^воздуха от АД-5 к ППК-il (1).
— Кнопка запуска двигателя под колпачком с надписью «За*
пуск» (12). Кнопкой пользуются только при запуске на земле.
— Рычаг управления двигателем (РУД) (13). На РУД разме-
щены: кнопка самолетного переговорного устройства (СПУ) (14);
переключатель управления тормозными щитками (15); кнопка
радиопередатчика РТЛ-22 (РТЛ-11) (16); поворотная рукоятка
реостата дальности прицела.
— Стоп-кран (17). Служит для выключения двигателя.
— Зажим РУД (20). Служит для стопорения рычага управле-
ния двигателем.
— Кран наполнения кабины воздухом из аэродромного воз-
душного баллона при проверке кабины на герметичность на зем-
ле (18).
— Лампочка сигнализации «Наземное питание подключено»
(19). Горит при включении в электрическую сеть самолета аэрод-
ромного источника, подающего напряжение не менее 17 в.
— Переключатель крана управления ПВД-5 (21). При пере-
ключении крана в положение «ПВД эксплуатационное» работает
система правого приемника ПВД-5. При переключении крана в по-
ложение «ПВД аварийный» работает система левого приемника
ПВД-5.
— Кнопки включения обогрева трубок ПВД с сигнализацией.
Когда обогрев включен, внутри кнопок горят лампочки (22). Левая
кнопка для включения обогрева левой трубки ПВД-5. Правая кноп-
ка для включения обогрева правой трубки ПВД-5.
— Кнопка тушения пожара под красным предохранительным
колпачком с надписью «Пожар» (23).
—• Включатель изолирующего клапана топливной системы дви-
гателя (24).
— Кнопка «Запуск в воздухе» (25).
— Кнопки управления закрылками (26): передняя кнопка для
уборки закрылков; средняя кнопка для выпуска закрылков на 15°
(взлетное положение); задняя кнопка для выпуска закрылков на
30° (посадочное положение).
— Лампочки сигнализации положения закрылков (27): закрыл-
ки -убраны — горит передняя красная лампочка; закрылки выпу-
щены на 15° — горит средняя оранжевая лампочка; закрылки вы*
пущены на 30° — горит задняя зеленая лампочка.
— Щиток управления сигнальными'ракетами (29).
— Ручка крана управления антиобледенительной системой ко-
зырька и входного устройства компрессора (30).
:— Карман для таблиц позывных (31).
— Переключатель «Контроль сигнализации пожара» (32).
Приборная доска (рис. Ы8)
<
На левой панели приборной доски располо-
жены:
— Переключатели управления фарами: левый (36) — управля-
ет рулежной фарой; правый (37) — управляет выдвижной посадоч-
ной фарой.
— Индикатор кислорода ИК-18 (38). Предназначен для конт-
роля давления кислорода в бортовых баллонах (по манометру) и
поступления кислорода в маску (по расхождению сегментов).
— Лампочка сигнализации «Тормозные щитки выпущены» (39).
Загорается при выпущенном положении щитков.
— • Двухстрелочный манометр тормозов МВ-12 (40). Предназна-
чен для контроля за давлением в тормозных камерах колес.
— Щиток управления шасси (41). Верхняя кнопка закрыта
предохранительным колпачком и служит для уборки шасси. Ниж-
няя — для выпуска шасси.
— Указатель положения шасси (42) с шестью сигнальными
лампочками, с вытяжным реостатом яркости сигнальных ламп и с
кнопкой контроля исправности ламп. Три красные сигнальные
лампочки горят при убранном шасси. Три зеленые сигнальные лам-
почки горят при выпущенном шасси.
— Световое табло Т-9 (43). Предназначено для сигнализации
опасных состояний самолета (сигналы красного цвета) и для опо-
вещения летчика (сигналы желтого цвета).
Сигналы красного цвета загораются ,в следующих слу-
чаях:
а) «Пожар» — в отсеке двигателя возник пожар;
б) «200 литров» — в топливных баках осталось 200 л топли-
ва; остаток топлива 200 л обеспечивает работу двигателя в течение
10 мин.
в) «Генератор» — ток от генератора не поступает в цепь по-
требителей (мигающая сигнализация).
г) «Выпусти шасси» — закрылки выпущены на 30°, а шасси уб-
раны.
д) «Не запускай» — давление перед топливным насосом двига-
теля менее 0,3 кг/см2.
е) «Запуск в воздухе» — работает блок зажигания.
ж) «Опасное давление» — давление воздуха в кабине больше
атмосферного на 0,23 кг/см2 или меньше на 0,02 кг/см2.
Сигналы желтого цвета:
з) «Изолирующий клапан» — включен изолирующий клапан
топливного насоса двигателя.
и) «Подвесные баки» — давление в системе подлавливания
подвесных топливных баков меньше 0,28 кг/см2, что может быть
вызвано: выработкой топлива из подвесных баков; уменьшением
оборотов двигателя до 65%; неисправностью системы подлавлива-
ния.
48 €3
46 49
80 68
МРП
42
39
1.0
1
И 8
*Q 18"
6 -
а-
о
V НДМЛГП0
40
47
62
48
52
67
69
56
20
НЕ ПЕРЕКЛ.
МА ЗЕМЛЕ
0 0
J4MC1Q,
Я | Линг
I СИГНАЛ
10-
20
Ш0
10
ПОДЪЕМ Z0
м/сек
о
ним
м
20
W
Рис. 118. Приборная доска передней кабины
Фонарь
не закрыт
100 w
anCKOi|cTbJU ‘
80 a 40
80
66
ад
из
70 SO
GO
-20-
-10-
36 37
щитки
ЩЕНЫ
КОНТРОЛЬ
метен
высоты
ЛЮ 1
SOO”
400-
600 -
45
45
СПУСК
300
km/mjs
GO 20.
40 vi
ЧМП4Д
AlSAfими
5S
40
кГ
60
См1
»пН'
. — Указатель числа М полета (44).
На 'средней части прибор цой доски распо-
л о ж е н ы:
— Комбинированный указатель скорости полета КУС-120 (45).
Показывает поступательную скорость полета самолета относитель-
но воздушной среды. Узкая стрелка прибора отмечает истинную
скорость полета, широкая стрелка — приборную скорость полета.
— Высотомер В Д-20 (46). Применяется для измерения высоты
полета самолета относительно места, барометрическое давление
которого известно.
—* Указатель радиовысотомера УВ-57 (47). Указывает истин-
ную высоту полета самолета в пределах от 0 до 600 м.
— Красная лампочка «Опасная высота полета» (62). Сигнали-
зирует о снижении самолета до опасной высоты полета, величина
которой заранее устанавливается летчиком с помощью переклю-
чателя сигнализации опасной высоты.
— Авиагоризонт АГД-1 с указателем скольжения (49). Пред-
назначен для определения положения самолета в пространстве от-
носительно плоскости горизонта, а также наличия и направления
скольжения. На приборе имеется красная лампочка, загорающа-,
яся, если прибор не готов к работе, и кнопка с надписью: «Нажать
в горизонтальном полете». Этой кнопкой летчик пользуется в гори-
зонтальном полете, если силуэтик самолета на приборе «завален».
— Указатель поворота ЭУП^53 (48). Предназначен для опре-
деления поворотов самолета вокруг вертикальной оси, а также
скольжения самолета.
— УГР-1 (50)—указатель магнитного курса гироиндукционного
компаса ГИК-1 и курсового угла радиокомпаса АРК-9. Служит
для указания магнитного курса и курсовых углов радиостанций,
необходимых для выполнения расчета и захода на посадку по сис-
теме ОСП. Магнитный курс отсчитывается по вращающейся шкале
против треугольной отметки в верхней части неподвижной шкалы,
на которой нанесены отметки курсовых углов радиостанций, пока-
зываемые стрелкой.
— Кнопка согласования ГИК-1 (68). Предназначена для уско-
ренного согласования показаний указателя с положением индукци-
онного датчика относительно магнитного меридиана при включе-
нии компаса и после выполнения самолетом фигур сложного пи-
лотажа.
— Лампочка сигнализаций работы стабилизатора (69). «Ста-
билизатор» горит, когда работает электромотор управления ста-
билизатором.
— Вариометр (51). Предназначен для определения вертикаль-
ной составляющей скорости подъема или снижения самолета.
— Часы АЧС-1 (АЧХО) (52).
На правой панели приборной доски ст а но fl-
ле н ы:
— Указатель оборотов двигателя (53). Указывает число обо-
ротов в процентах от их максимального значения.
—- Указатель температуры выходящих газов ТВГ-1 (54). Пред-
назначен для показания средней температуры выходящих газов за
турбиной двигателя.
— Указатель трехетрелочного индикатора ЭМИ-Зр (56). Пред-
назначен для показания давления топлива перед форсунками, дав-
ления масла на входе в двигатель, температуры масла на входе в
двигатель.
— Указатель высоты и перепада давления воздуха в кабине
УВПД-15у (55). Предназначен для замера «высоты» в герметиче-
ской кабине (верхняя стрелка) и разности (перепада) между дав-
лением в кабине и давлением атмосферы, окружающей самолет
(нижняя стрелка).
— Топливомер (57). Показывает остаток топлива в основных
баках, начиная с 970 л.
— • Вольтамперметр (58). Предназначен для измерения напря-
жения в бортовой сети (при нажатии на кнопку прибора) и силы
тока от источников электроэнергии. Прибор постоянно включен как
амперметр и показывает при включении генератора: на самолетах
5—11 серии ток от генератора к потребителям, на самолете 12-й
серии — ток заряда аккумулятора.
— • Ручка управления регулировкой педалей по росту летчика
(73).
Над приборной доской расположены:
— Красная лампочка сигнализации максимального числа М
полета. Загорается при М=0,7 (59).
— Акселерометр АМ-10 с кнопкой сброса стрелок (60). При-
бор имеет 3 стрелки: одну рабочую, подвижную и две неподвиж-
ные, сдвигаемые рабочей стрелкой и фиксирующие наибольшую
величину перегрузки.
— Лампочка (61) контроля работы фотопулемета ФКП-22.
Лампочка горит во время работы ФКП-212.
— Лампочка сигнализации «Фонарь не закрыт» (63).
— Прицел АСП-Знму (64) и над ним’ фотопулемет ФКП-22
(65).
— Магнитный компас (67).
— Патрубок с краном включения и выключения вентиляции
кабины от скоростного напора (66).
— Сигнальная (красная) лампочка (МРП-48) (70). Горит при
пролете над маркерным радиомаяком.
— Зеркало (71).
Под приборной доской (па щитке вооруже-
ния) установлены:
— ЭСБР-Зп (98) —• прибор для установки варианта сброса
бомб или стрельбы ракетами.
— Включатель прибора ЭСБР-Зп (99).
— Включатель «Груз сброшен» (93).
— Лампочки сигнализации груза (94),
— Включатель «Прицел» (95).
— Выключатель сигнализации подвесных баков (97). Пред-
назначен для выключения на табло Т-9 сигнальной лампочки «Под-
весные баки».
— Задатчик опасной высоты (96).
На правом борту кабины установлены:
— Замки фонаря (73а).
— Правая лампа УФО (72).
— Лампы подсвета пультов (2 шт. под щитком).
— • Край аварийного торможения колес (74).
— Щиток самолетного радиоответчика (СРО) «Срабатывание»*
(75).
— Розетка для переносной лампы (под щитком).
Вспомогательный электрощиток (80), на ко-
тором расположены:
— Реостат (77) правой лампы УФО.
— • Реостат (76) левой лампы УФО.
— Четырехпозиционный переключатель регулировки темпера-
туры воздуха в кабине (78), имеющий положения «Автомат», «Хо-
лод», «Тепло», «Нейтрально».
— Реостат «белая лампочка» (79) для включения и регулиров-
ки накала ламп подсвета пультов.
Два ряда выключателей и АЗС. В верхнем ряду
слева направо расположены:
— Выключатель «Запасной преобразователь». Предназначен
для переключения ПО-250 с СРО на АРК-9.
АЗС «АРК»* Включает питание на АРК-9.
— АЗС СРО. Включает питание на СРО.
— АЗС «Внешний источник, табло Т-9». Включает питание на
лампочку сигнализации «Аэродромный источник» и табло Т-9.
— АЗС «ПО-250», СРО. Включает питание на преобразова-
тель ПО-250, а последний питает СРО.
— АЗС «ПОг250 АРК». Включает питание иа ПО-250, а по-
следний питает АРК-9.
— АЗС «Стабилизатор». Включает питание к механизму от-
клонения стабилизатора.
— АЗС «Посадочная фара». Включает питание к лампе поса-
дочной фары. В убранном положении фары лампа выключается,
концевым выключателем.
— АЗС «УФО, ЛФСВ-45» подает питание к реостату ламп.
УФО и выключателю «Посадочная фара».
— АЗС «Зажигание» (2 шт.). Включает питание к реле, ко-
торое управляется переключателем «Запуск в воздухе» или пу*
сковой панелью.
— • АЗС «Насос, панель». Включает питание на подкачиваю-
щий насос ПЦР-1 в пусковую панель и выключатель «Изолиру-
ющий клапан».
— АЗС «Приборы, огнетушитель». Включает питание к
ЭМИ-Зр, топливомеру и кнопке «Пожар».
В нижнем ряду слева направо расположены:
— АЗС «Климатизация ПВД-5». Включает питание к четырех-
позиционному переключателю температуры воздуха в кабине и к
левой кнопке «Обогрев ПВД-5».
— АЗС «ПВД-5». Включает питание к правой кнопке «Обо-
грев ПВД-5».
— АЗС «Шасси». Включает питание к кнопкам управления
уборкой и выпуском шасси.
— • АЗС «Тормозные щитки, закрылки». Включает питание к
кнопкам управления уборкой и выпуском тормозных щитков и за-
крылков.
—• АЗС «Сигнализация». Включает питание к лампочкам сиг-
нализации положений закрылков, шасси, внешней сигнализации
выпущенного положения шасси и к сирене. Сирена работает в
тех случаях, когда шасси убраны, а закрылки выпущены
на 30°.
— АЗС «АГД-1». Включает питание к преобразователю
ПТ-125, питающего «АГД-1».
— АЗС «ГИК-1». Включает питание к преобразователю
ПТ-125, питающему ГИК-1*
— АЗС «Указатель поворота, АГД-4». Включает питание к
указателю поворота и указателю‘АГД-1.
— АЗС «Бомбы, сиденье, сигнальные ракеты». Включает пи-
тание в цепи: блокировки фонарей; аварийного сброса бомб, ба-
ков; сброса блоков ракет; сигнализации вооружения; сигнальных
ракет.
— АЗС «Сброс фонаря». Включает питание в цепь электрокла-
панов ЭК-48 подброса фонарей.
—• Выключатели «Вольтамперметр 2-й кабины». Включает
вольтамперметр во второй кабине и «Вольтамперметр» — для
первой кабины.
На правом пульте размещены:
—• Основной электрощиток (92), на котором расположены сле-
дующие выключатели-и АЗС:
выключатель «Батарея», предназначен для включения акку-
мулятора в сеть через выключатель «Сеть» во второй- кабине;
выключатель «Динамо», предназначен для включения генера-
тора в сеть через АЗС «Динамо» на двигателе и выключатель
«Сеть» во второй кабине;
— АЗС «Двигатель» предназначен для подвода питания к сле-
дующим АЗС, расположенным на дополнительном электрощитке:
«Зажигание»; «Насос, панель»; «Приборы, огнетушитель».
— АЗС «День». Предназначен для подвода питания к нижне-
му ряду АЗС на вспомогательном электрощитке;
— АЗС «Оружие». Предназначен для подвода питания к кноп-
кам стрельбы на ручке управления и к переключателю ЭСБР-ЗП.
, —• АЗС «АНО». Предназначен для включения аэронавигаци-
онных огней и подвода питания к реостату «Белая лампа».
— АЗС «Ночь». Предназначен для подачи питания на АЗС
«УФО», ЛФСВ-45, выключатель «Рулежная фара» и розетку
переносной лампы.
— АЗС «УКВ». Предназначен, для включения питания на ра-
диостанцию PTJI-22 (РТЛ-11).
— АЗС «ПО-250». Включает питание на АЗС «РВ-УМ»,
«АРК-9» и выключатель «Запасной преобразователь».
— АЗС «РВ-УМ, МРП». Включает питание к радиовысотоме-
ру и маркерному радиоприемнику.
— Щиток управления АРК-9 (91). Служит для дистанционно-
го управления радиокомпасом АРК-9.
— Реостат освещения АРК-9 (90).
— Кран аварийного выпуска шасси (88).
— Манометр основной гидросистемы МГ-160 (87). Предназна-
чен для контроля за работой гидросистемы самолета.
— Кран аварийного выпуска закрылков (85).
—• Манометр воздушной системы самолета (86). Показывает
величину давления в основной воздушной системе.
— Манометр аварийной гидросистемы МГ-160 (84). Служит
для контроля за давлением в гидроаккумуляторах.
— Щиток управления СРО (82).
— Розетка блокировки катапультируемых сидений и подброса
фонаря (81)г
— Картодержатель (89)-
— Ручка управления краном герметизации откидного фонаря
и краном питания кабины (83)-
На полу кабины размещены:
— Педали ножного управления самолетом (100).
Слева сиденья —- регулятор давления в кабине РД-2И-А29 с
клапаном ручного регулирования и терморегулятор ТРТВК-45 м.
Справа сиденья — предохранительный клапан ПК-29, стравлива-
ющий давление из кабины свыше Р = 0,255 кг/см2; розетка раз-
блокировки сброса фонаря задней кабины.
На ручке управления самолетом находятся:
Сверху с торца —* кнопка сброса бомб, ракет и подвесных
баков.
Сверху, слева — кнопка управления тормозными щит-
ками.
— Спереди, в прорези — кнопка управления ФКП;
— рычаг управления тормозами (101).
Задняя кабина:
*
На левом борту кабины размещены:
— Левая УФО;
— Ручка управления триммером руля высоты;
— Лампы подсвета пультов;
— Цилиндр подброса сдвижной части фонаря.
Оборудование левого пульта:
— Кислородный вентиль подачи питания летчику первой каби-
ны от кислородных баллонов второй кабины;
— Бортовой кислородный вентиль;
— Кислородный прибор КП-18;
— Кислородный шланг;
— Щиток управления РТЛ-22 (РТЛ-11);
— Кран аварийной подачи кислорода;
— Автомат давления АД-5;
— Переключатель радиокомпаса «Дальний—Ближний»;
— РУД с кнопками СПУ, управления тормозными щитками и’
передатчиком радиостанции;
— Стоп-кран;
— Выключатель «Изолирующий клапан»;
— Кнопка тушения пожара;
— • Кнопки управления закрылками;
— Сигнализация положения закрылков;
— Кнопка «Запуск в воздухе»;
— Краны перекрытия статической и динамической проводки от
ПВД-5 к приборам передней кабины для имитации их отказа;
— Переключатели, имитирующие неисправность прибора
АГД-1 в передней кабине по тангажу и по крену;
— • Перекрывной пожарный кран.
Приборная доска
На левой панели приборной доски установ-
лены:
— Переключатель «Контроль сигнализации пожара»;
— Переключатель управления посадочной фарой;
— Индикатор кислорода ИК-18;
— Манометр тормозной системы;
— Указатель положения шасси;
— Выключатель «Управление шасси»;
— Щиток управления шасси;
— Лампочки сигнализации «Тормозные щитки выпущены»;
— Световое табло Т-9;
— Лампочка сигнализации максимально допустимого числа
М полета;
— Таблица девиации АРК-9.
На средней части приборной доски разме-
щены:
— График девиации ГИК-4;
— Указатель скорости КУС-1200;
— Высотомер ВД-20;
— Указатель радиовысотомера;
— Кнопка согласования ГИК-1;
— Авиагоризонт АГД-1;
— Сигнальная лампочка опасной высоты полета;
— Сигнальная лампочка «Стабилизатор»;
— Указатель поворота ЭУП-53;
— Указатель УГР-4;
— Вариометр;
— Часы;
— Сигнальная лампочка МРП-48;
— - Указатель топливомера;
- — Указатель оборотов двигателя;
— Указатель температуры газов за турбиной;
— Указатель трехстрелочного индикатора ЭМИ-Зр;
— Указатель высоты и перепада давления в кабине;
— Переключатель «Температура газов, топливомер». При по-
ложении переключателя «2-я кабина» указатель температуры га-
зов за турбиной и топливомер в передней кабине выключа-
ются.
— ‘ Ручка управления регулировкой педалей по росту лет-
чика;
— Блок самолетного переговорного устройства.
Вверху над приборной доской размещены:
— Зеркало;
— Поворотный патрубок с краном включения вентиляции ка-
бины от скоростного напора.
На правом ”бррту кабины установлены:
— Цилиндр подброса фонаря;
— Правое УФО;
— Кран аварийного торможения колес;
— Лампы подсвета пультов;
На правом пульте кабины установлены:
— Электрощиток, на котором размещены переключатель сбро-
са груза; реостаты подсвета пультов; левой лампы УФО и правой
лапмы УФО, а также выключатели и АЗС («День»; подсвет пуль-
тов; УФО; запасный СПУ; сеть);
— Щиток управления АРК-9;
— Реостат освещения АРК-9;
— Кран аварийного выпуска шасси;
— Манометр основной гидросистемы МГ-160;
— Манометр воздушной системы — МВ-250;
— Манометр аварийной гидросистемы МГ-460;
— Кран аварийного выпуска закрылков;
— Манометр аварийной системы сброса фонаря;
— Манометр аварийной системы торможения и блокировки си-
денья;
— Вольтметр;
— Аптечка;
— Розетка «Блокировка сиденья»;
— Розетка «Сброс фонаря».
На полу кабины установлены педали ножного
управления самолетом и розетка разблокировки сиденья.
На ручке управления самолетом имеется
сверху с торца кнопка СПУ.
6. ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПРОВЕРКА ОБОРУДОВАНИЯ КАБИНЫ.
МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ РАБОТЕ В КАБИНЕ
Предполетная проверка оборудования кабины производится в
порядке, изложенном в «Инструкции летчику самолета Л-29».
При работе в кабине необходимо соблюдать меры безопас-.
ности.
Перед посадкой в кабины проверить:
— установлен ли наземный предохранитель в головке стре-
ляющего механизма (трос наземной контровки рулей и ката-
пультных кресел должен находиться на левом борту и удерживать-
ся на наземном предохранителе в головке стреляющего меха-
низма) ;
— установлена ли воздушная предохранительная чека в голов-
ке стреляющего механизма (эта чека контрится к креслу контро-
вочной проволокой диаметром 0,5 мм и с помощью карабина и
троса соединяется с фонарем кабины);
— находится ли кнопка управления шасси в отжатом состоя-
нии и закрыта ли предохранительным колпачком;
— закрыта ли кнопка аварийного сбрасывания бомб (под-
весных баков или блоков реактивных снарядов) предохранитель-
ным колпачком и скобой и законтрена ли нитками;
— выключена ли цепь срабатывания СРО. (автомат защиты
сети выключен, предохранительная чека вставлена);
— разряжена ли касета ЭКСР-46;
— установлен ли электросбрасыватель ЭСБР-3 на нуль и вы-
ключен ли.
При работе с кислородным оборудованием
тщательно следить за тем, чтобы на приборы, бортовую
арматуру и трубопроводы кислородного оборудования не попада-
ло масло.
Запрещается производить работы руками, не очищенными от
масла, и инструментом, имеющим следы масла и жировых ве-
ществ.
При выполнении работ по техническому об-
служиванию радиоэлектронного и авиационно-
го оборудования необходимо принимать меры безопас-
ности для предупреждения случаев короткого замыкания, пора-
жения током высокого напряжения и самопроизвольного включе-
ния оборудования.
Запрещается:
— - оставлять неизолированными свободные концы прово-
дов;
— оставлять открытыми электрощитки распределительных уст-
ройств и клеммные панели аппаратуры, находящиеся под напря-
жением;
— подключать к бортовой сети самолета аэродромные источ-
ники электроэнергии до окончания работ в электрощитках, рас-
пределительных коробках, а также других работ по осмотру
электрических устройств;
— отсоединять кабели, снимать кожухи с блоков, заменять
предохранители, индикаторные и электронные лампы при вклю-
ченном оборудовании.
ЛИТЕРАТУРА
Н а шу ке в и ч А. В., Неволин Ф. А., Кемеров-
ский Б. А. Аэродинамика самолета, Воениздат, 1966.
С т е п а н ец А, Т. и др. Основы конструкции и эксплу-
атации реактивного самолета-истребителя МиГ-15бнс. Воен-
издат, 1960.
Александров В. Г., Майоров А. В., П а ш е с-
тюк А^ М. Авиационный технический справочник. Изд-ва
«Транспорт», 1969.
Мурза И. 4Z. и др. Справочник авиационного техника.
Воениздат, 1961.
Техническое описание самолета Л-29. Издание ЧССР,
1966.
Инструкция по эксплуатации и обслуживанию самолета
Л-29. Издание ЧССР, 1966.
Инструкция летчику самолета Л-29. Воениздат, 1967.
Еремеев С. М., Шакиров 3. В., ШтофельС. Д
Авиационные приборы. Воениздат, 1970.
Константинов В. Д, Уфимцев И. Г., Коз-
лов И. В. Авиационное оборудование самолетов. Воениз-
дат, 1970.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Глава I. Общая характеристика и основные данные
самолета........................ . . 3
Глава II. Нагрузки, действующие на самолет в полете 15
Глава III. Конструкция планера < « . . 34
Глава IV. Взлетно-посадочные устройства < . . 49
Глава V. Управление самолетом и двигателем . . 67
Глава VI. Гидравлическая система . . « , . 80
Глава VII. Воздушная система . ( < . .119
Глава VIII. Топливная система и противопожарное обо-
рудование . . <....................133
Глава IX. Высотное и кислородное оборудование . .146
Глава X. Электрооборудование......................176
Глава XI. Приборное оборудование...................191
Глава XII. Оборудование кабин 217
Литература....................................................* -г 247
Каюнов Н. Т., Коровин И. П.
САМОЛЕТ Л-29
Устройство, эксплуатация
Редактор Каруличев М. Ф.
Художник Сайчук А. В.
Художественный редактор Ушаков Г. Л.
Технический редактор Хазеи Р. Б.
Корректор Михайлова В. В.
Г-32211 Сдано в набор 28/V-73 г.
Подписано к печати 20/XI-73 г.
Изд. № 2/6576-3 Формат 60Х901/1б
Бумага типографская № 3 Тираж ЗОООэкз.
Цена 99 коп. Объем физ. п. л. 15,5+вкл. 0,625 Усл. п. л. 16,125
Уч.-изд. л. 16,77+вкл. 0,94
Изд-во ДОСААФ, Москва, Б-66, Новорязанская ул., д. 26
. ---------------------------— — - 1— ------------
Типография Издательства ДОСААФ Зак. 340
а
Отпечатано в Моск. тип. № 24 «Союзполиграфпрома»
Москва, 121019, у. Маркса-Энгельса, 14.
Зак. N° 20