Ж.С.ЧЕРНЕНКО • Г.С.ЛАГОСЮК • Б.И.ГОРОВОЙ

САМОЛЕТ

Ан-24

Конструкция и эксплуатация



Издание третье, переработанное и дополненное

W-A1U

6К» s;ib!

YHaieagag

МОСКВА
ТРАНСПОРТ
19 7 8
39.53
449

УДК

449 Черненко Ж. С. и др.

Самолет Ан-24: Конструкция и эксплуата-
ция /Черненко Ж- С., Лагосюк Г. С., Горо-
вой Б. И.— М.: Транспорт, 1978, 311 с., ил.,
табл.

В пер: 1 р. 50 к.

В книге представлены основные сведения о самолете Ан-24
и его модификациях, описание планера, шасси, силовой уста-
новки, а также систем управления: гидравлической, топливной,
кондиционирования, противообледенительной, противопожарной,
кислородного и наземного оборудования. В каждой главе при-
водятся основные технологические рекомендации по техниче-
скому обслуживанию агрегатов и систем самолета. В отдельной
главе рассмотрены вопросы технической эксплуатации само-
лета.

В книге нашли отражение основные конструктивные изме-
нения самолета Ан-24 за 1968—1975 годы.

Второе издание вышло в 1973 г.

Книга предназначена для летного и инженерно-техническо-
го состава. Она может быть использована в качестве учебного
пособия в учебных заведениях гражданской авиации.

31808-091	ББК 39.53

-------------91-/8	KTR1
049(01 )-78--ьл

(gl Издательство «Транспорт», 1978.
ГЛАВА I

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

Общие сведения

Пассажирский турбовинтовой самолет Ан-24 предназначен для
перевозки пассажиров, почты и грузов на воздушных линиях сред-
ней протяженности. Основной пассажирский вариант самолета име-
ет от 44 до 52 мест. Конструкция пассажирской кабины позволяет
использовать его, кроме основного, в следующих вариантах: грузо-
пассажирском — с любым уменьшением количества пассажирских
мест и увеличением количества багажа или грузов и деловом — по-
вышенного комфорта с небольшим числом мест. Переоборудование
самолета основного варианта в указанные осуществляется путем
снятия соответствующего количества пассажирских кресел и пере-
городок в пассажирской кабине.

Крейсерская скорость самолета 450 км/ч. Максимальная коммер-
ческая нагрузка составляет в пассажирском варианте 5500 кг,
в грузовом — 5700 кг. Максимальная дальность при полной загруз-
ке— 2000 км. Хорошие взлетно-посадочные качества и шасси высо-
кой проходимости с низким удельным давлением обеспечивают
нормальную эксплуатацию самолета на грунтовых и заснеженных
аэродромах ограниченных размеров.

Самолет Ан-24 (рис. 1) представляет цельнометаллический сво-
боднонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, гори-
зонтальным оперением обычной схемы п однокилевым вертикаль-
ным оперением.

Фюзеляж — типа полумонокок, балочно-стрингерной конструк-
ции, герметизирован на участке между шпангоутами № 1—40.
В этом отсеке фюзеляжа размещены кабина экипажа, пассажир-
ская кабина, гардероб, туалет, багажное и грузовое помещения.

В негерметичном носовом отсеке (до шпангоута № 1) располо-
жены агрегаты радиооборудования. Хвостовой отсек фюзеляжа
за шпангоутом № 40 также негерметичен и представляет техниче-
ский отсек.

Крыло — трапециевидной формы в плане большого удлинения,
обеспечивает хорошие несущие свойства до скоростей, соответству-
ющих числу М=0,7 при незначительном лобовом сопротивлении,
а также хорошие поперечную устойчивость и управляемость в ши-
роком диапазоне углов атаки.

Крыло — кесонного типа, включает центроплан, две средние
и две концевые части, соединенные между собой болтами по про-
Рис. 1. Самолет Лн-2-,

филям разъема. Каркас крыла имеет два лонжерона, нервюры
и работающую обшивку. Центроплан крыла состоит из цельнопрес-
сованных крупногабаритных панелей, лонжеронов и профилей разъ-
ема. В нем расположены 4 или 8 мягких топливных баков. Кессон-
бак крыла образован по контуру двумя лонжеронами и двумя про-
филями разъема средней части крыла, верхними и нижними
панелями и нервюрами. Носок по размаху крыла оборудован воз-
душным обогревом.

Центроплан и средние части крыла снабжены выдвижными
закрылками, при выпуске которых меняется кривизна профиля кры-
ла и увеличивается его площадь, что приводит к увеличению подъ-
емной силы. При выпуске закрылков создается щелевой эффект,
препятствующий срыву потока на больших углах атаки, что также
увеличивает подъемную силу крыла. На концевых частях крыла
расположены двухсекционные (разрезные) элероны. На правом
корневом элероне расположен сервокомпенсатор, на левом —
сервокомпенсатор и триммер.

Оперение — свободнонесущее, состоит из стабилизатора, руля
высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных
гребней. На каждой половине руля высоты установлен триммер,
на руле направления — пружинный триммер-сервокомпенсатор.
Стабилизатор и киль двухлонжеронного типа с работающей обшив-
кой. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую ба-
лансировку.

Шасси — трехопорной схемы. Основные опоры установлены
в гондолах, передняя — в отсеке под кабиной экипажа. Шасси уби-
рается по полету в отсеки, закрывающиеся створками. На каждой
опоре шасси самолета установлено по два колеса. Колеса основных
опор шасси снабжены дисковыми тормозами.

Передняя опора оборудована системой демпфирования колеба-
ний и системой управления передними колесами на рулежном
и взлетном режиме. Система управления колесами передней опоры
обеспечивает достаточную маневренность самолета при рулении
и помогает выдерживать направление при разбеге и пробеге.

Уборка и выпуск шасси и управление колесами осуществляются
гидравлической системой.
Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей
АИ-24 взлетной мощностью по 2550 э. л. с. с четырехлопастными
винтами АВ-72 и турбореактивного двигателя РУ19А-300 с тягой
<800 кгс.

Двигатели АИ-24 сохраняют взлетную мощность до температуры
—30° С. Наработка двигателей на номинальном режиме допуска-
ется до 40% ресурса, что дает возможность эксплуатировать само-
лет с большой взлетной массой. Кроме того, разрешается работа
на максимальном режиме в течение 1,5 ч, что позволяет улучшить
тяговые характеристики силовой установки при отказе одного
«з двигателей.

Двигатели АИ-24 установлены на рамах в гондолах под цент-
ропланом крыла. Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой
части правой гондолы и крепится на раме к заднему лонжерону
центроплана и к ферме шасси.

Система запуска двигателей электрическая. Она обеспечивает
запуск на земле и в полете и холодную прокрутку двигателей. За-
пуск осуществляется как от аэродромного питания, так и от гене-
ратора, установленного на двигателе РУ19А-300.

Двигатели АИ-24 оборудованы системами автоматического, руч-
ного и гидравлического (аварийного) флюгирования.

Каждый двигатель имеет выполненную по короткозамкнутой
схеме масляную систему, состоящую из внутренней системы
двигателя и самолетной системы.

Топливная система состоит из системы питания двига-
телей топливом и системы централизованной
заправки под давлением. Топливные емкости каждой поло-
вины крыла состоят из двух групп баков. Заправка может произ-
водиться либо снизу под давлением, либо сверху через заливные
горловины.

Управление самолетом состоит из систем управления рулями,
элерона<ми и триммерами руля высоты, в которые включены руле-
вые машины автопилота. Для фиксации рулей и элеронов на стоян-
ке самолета имеются механизмы стопорения с тросовым управле-
нием от рукоятки на центральном пульте.

Гидравлическая система состоит из основной и аварийной. Ос-
новная система предназначена для уборки и выпуска шасси
« закрылков, поворота колес передней опоры шасси; торможения
колес основных опор шасси, привода стеклоочистителей, аварийно-
го флюгирования воздушных винтов и останова двигателей. Вы-
сотность гидросистемы обеспечивается наддувом гидробака возду-
хом, отбираемым от двигателей.

Аварийная система используется при выходе из строя ос-
новной системы для выпуска закрылков и торможения колес шасси.
Кроме того, насосная станция аварийной системы может быть
включена в линию давления основной системы.

Питание потребителей электроэнергией осуществляется постоян-
ным током 27,5 В, переменным однофазным током 115 В, 400 Гц
и трехфазным током 36 В, 400 Гц.
В качестве основных источников электроэнергии постоянного
тока на самолете используются два стартер-генератора СТГ-18ТМ.
Аварийным источником постоянного тока являются две аккумуля-
торные батареи 12САМ-28, основными источниками переменного
тока 115 В, 400 Гц на самолете являются два генератора ГО-16ПБ8.
Для аварийного питания этой сети установлен преобразователь
ПО-750. Для питания самолетных потребителей переменным трех-
фазным током 36 В, 400 Гц на самолете имеются два преобразова-
теля ПТ-1000Ц (рабочий и резервный), а для питания авиагори-
зонтов АГД-1 — преобразователь ПТ-125Ц.

Пилотажно-навигационное оборудование. Самолет оснащен
комплексом современного радиосвязного, радионавигационного
и пилотажно-навигационного оборудования, имеющего многократ-
ное резервирование. Это оборудование обеспечивает выполнение
полетов на внутренних и международных авиалиниях круглосуточно
в сложных метеорологических условиях.

Основные пилотажно-навигационные приборы и приборы, кон-
тролирующие работу двигателей и систем самолета, установлены
на приборной доске пилотов, центральном, левом и правом пуль-
тах. Указатели скорости, барометрические высотомеры и авиагори-
зонты расположены на приборной доске пилотов.

Питание мембранно-анероидных приборов осуществляется
от двух бортовых приемников воздушного давления ПВД-17 и од-
ного приемника воздушного давления ПВД-1. Питание мембранно-
анероидных приборов дублируется.

Радиотехническое оборудование позволяет: осуществлять двух-
стороннюю телефонную и телеграфную связь с землей и с самоле-
тами, находящимися в воздухе, и связь между членами экипажа;
определять истинную высоту; выполнять расчет на посадку; про-
изводить посадку в сложных метеоусловиях и ночью; осуществлять
обзор земной поверхности для целей навигации, определять радио-
пеленг, угол сноса и путевую скорость самолета; обнаруживать
по маршруту грозовые фронты и зоны интенсивной турбулентности
в атмосфере.

На самолете установлен электрический автопилот АП-28Л1
для автоматической стабилизации и управления полетом самолета
по заданной траектории.

Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание
в герметической кабине давления и температуры воздуха, необходи-
мых для пассажиров и экипажа при полетах на больших высотах.
Воздух для наддува герметической кабины отбирается от компрес-
соров двигателей. Теп лозву коизол я цп я кабин самолета
защищает кабины от пониженных температур окружающего воз-
духа и внешних источников шума.

Высотная система обеспечивает в герметической кабине
во время полета нормальные условия для пассажиров и экипажа
без дополнительного питания кислородом. Кислородное обо-
рудование, установленное на самолете, предназначено для крат-
ковременного питания кислородом членов экипажа на время сни-
жения самолета до безопасной высоты в случае разгерметизации
кабины. Кроме того, предусмотрено питание кислородом отдельных
пассажиров, плохо чувствующих себя в нормальных условиях
полета.

Противообледенительная система применяется двух типов: теп-
лового и электрического обогрева.

Для обогрева передних кромок крыла, оперения и воздухоза-
борников двигателей используется воздушно-тепловая про-
тивообледенительная система, работающая по принципу микро-
эжекции.

Микроэжекторная воздушно-тепловая система весьма эффектив-
на, так как количество горячего воздуха, потребное для ее работы,
на 30—40% меньше, чем у обычных воздушно-тепловых противо-
обледенительных систем.

Противообледенительная система электрического обогрева иС*
пользуется для обогрева воздушных винтов, лобовых стекол фонаря
кабины пилотов и приемников воздушного давления.

Включение противообледенительной системы ручное и автомати-
ческое.

Особенности конструкции. Большинство элементов конструкции
самолета выполнено из листового и профилированного дюралюми-
ния Д-16. Штампованные детали изготовлены в основном из сплава
АК-6, прессованные профили — из сплава В-95, ряд деталей, в част-
ности, окантовки люков — из сплава МЛ-5. Детали шасси изготов-
лены в основном из сталей 30ХГСНА и 27ХГСНА, а также сплава
АК-6. Стыковочные болты агрегатов самолета выполнены из ста-
лей 40ХНМА и ЗОХГСА. Детали, подверженные действию горячих
газов, выполнены из титановых сплавов ОТ-4. Трубопроводы высо-
кого давления гидросистемы изготовлены из нержавеющей стали
Х18Н10Т, трубопроводы низкого давления — из сплава АМгМ.
Остекление кабин выполнено из ориентированного органического
стекла.

В конструкции самолета использовано большое количество (свы-
ше 30 наименований) различных пластмасс и применены клеесвар-
ные соединения.

Особенностью конструкции самолета является также широкое
панелирование агрегатов самолета, что в совокупности с процес-
сами химического фрезерования листовых, прессованных и штампо-
ванных деталей из алюминиевых сплавов обеспечивает значитель-
ное снижение массы самолета.

Прочность. Широкое применение в конструкции самолета Ан-24
клеесварных соединений в сочетании с монолитными панелями обес-
печивает значительное повышение статической и особенно усталост-
ной прочности. В целом прочность самолета Ан-24 удовлетворяет
требованиям норм прочности гражданских самолетов и соот-
ветствует международным стандартам и рекомендациям по опре-
делению пригодности летательных аппаратов к полету. Расчеты
прочности самолета, проведенные в диапазоне полетных масс
от 14 000 до 22 000 кг и диапазоне центровок 15—33% САХ, прирас-
четной предельной скорости 540 км/ч показали, что прочность само-
лета является достаточной и при этом обеспечиваются необходимые
запасы прочности.

Полетный вес, кгс 14 500 16 000 17000 18000 19200 19500 20 000 21000
Перегрузка . . . 3,23 3,12	3,05 2,99 2,92 2,90	2,85 2,80

Исходя из расчетов на прочность для длительных режимов
при нормальной эксплуатации принята индикаторная скорость
380 км/ч. Максимально допустимая индикаторная скорость, при ко-
торой можно производить уборку и выпуск шасси, — 300 км/ч, по-
лет с выпущенным шасси возможен при скорости 450 км/ч, выпуск
закрылков и отклонение их на угол 38° и полет с выпущенными
закрылками при скорости 250 км/ч, уборка закрылков, а также по-
лет с выпущенными закрылками на угол 15°—300 км/ч. Макси-
мально допустимое число М=0,7.

Летно-технические данные самолета

Общие данные

Количество пассажирских мест........	44—52

Экипаж ... ........................... 3 чел.

Двигатели........................... 2 АИ-24

Эквивалентная номинальная мощность

двигателей у земли................ 2X2100 э. л. с.

Эквивалентная взлетная мощность дви-
гателей ............................ 2 X 2550	»

Воздушные винты..................... 2 АВ-72

Нагрузка на 1 м2 крыла (при взлетном
весе 21 000 кгс..................... 290 кгс/м2

Нагрузка на 1 э. л. с. на взлетном ре-
жиме ............................... 4,12 кгс/э. л. с.

Длина самолета............................ 23,53	м

Высота самолета	на	стоянке............. 8,32	»

Клиренс при стояночном	обжатнн шасси 0,86	»

Минимальный радиус разворота само-

лета ................................. 7,62	>

Расстояние от конца лопасти винта до
земли на стоянке.................... 1,145 м

Стояночный угол самолета............ —0°17'

Угол установки крыла.................... +3°

»	» стабилизатора ........... 0

»	» двигателя.................... +1°

Крыло

Размах.................................. 29,2	м

Размах центроплана...................... 9,4	»

Хорда центроплана....................... 3,5	»

Сужение крыла.......................... 2,92

Площадь крыла....................... 74,98 м2

Удлинение.............................. 11,37

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) 2,813 м

Размах элерона...................... 5,25 м

Площадь двух элеронов............... 8,16% SKp

» триммера элерона............... 9,5% 5ЭЛ

» сервокомпенсатора элерона .	4,7% 5ЭЛ

» закрылков...................... 20, 53 м2
Длина закрылка на центроплане ....	2,17 м

»	» на средней части поло-

вины крыла......................... 4,81 »

Стреловидность крыла по линии 25%
хорд................................. 6o50z.

Поперечное V:

на участке центроплана и средней
части половины крыла............. О

на участках консолей............. —2°

Горизонтальное оперение

Размах..............................

Площадь.............................

Сужение.............................

Удлинение...........................

Средняя аэродинамическая хорда . . .

Площадь руля высоты.................

Площадь двух триммеров руля высоты .

Поперечное V........................

Стреловидность по линии 25% хорд . .
Осевая компенсация руля высоты . . . .
Профиль горизонтального оперения . .

9,08 м

17,23 м2 (23,8% SKP)

2,33

4,92

1,98 м

5,16 м2 (29,8% Sr.o)
0,288 м2 (5,58% S0 B)
+9°
15,5°
28%

0012М, симметричный

Вертикальное оперение

Высота кнля..........................

Сужение..............................

Площадь (без форкиля)................

Удлинение ...........................

Средняя аэродинамическая хорда . .. .
Площадь руля направления.............

Осевая компенсация руля направления .
Площадь пружинного сервокомпенсатора
Площадь форкиля......................

Стреловидность по линии 25% хорд . .
Площадь двух подфюзеляжных гребней .

4,9 м

2,5

13,38 м2 (18,5% Skp)

1,8

1,9 м

5 м2 (37,4% SB.o)

30% $р.н

0,371 м2 (7,4% Sp.B)

2,57 м2

21,5°

2,02 м2

Шасси

Колея по осям амортизационных стоек .

База.................................

Колеса:

основных опор шасси..............

передней опоры шасси.............

7,9 м

7,89 »

по два тормозных 900 X
X 300 X 370 мм

два нетормозных 700 X
Х250 мм

Фюзеляж

Длина............................... 23,53 м

Площадь миделя...................... 5,90 м2

Высота пола багажных помещений над

землей:
переднего......................... 1,26 м

заднего......................... 1,88 »

Объемы и размеры помещений и размеры проемов

Общий объем герметической кабины . .	73,23 м3

Внутренние размеры пассажирской ка-

бины:
длина (при варианте 44—52 места) 9.69 м
ширина (в наиболее широком месте) 2,78 »
высота.............................. i,91	»

Объемы помещений (при варианте на

50 мест):
кабины экипажа......................... 8.63	м3

переднего багажника.................. 4.00	»

пассажирской кабины................ 51,60	»

заднего багажника и гардероба . .	6.96	»

Размеры грузового люка............... 1.09X1,19 м

» пассажирской двери............. 1,4X0,75 »

» аварийного люка................ 0,5 X 0,6 »

Емкости

Емкость маслобака....................

» топливных баков:

I группы........................

II группы........................

Общая емкость топливной системы (двух

I и двух II групп).................

Емкость гидробака....................

Общая емкость гидросистемы...........

Емкость водяного бака системы водо-
снабжения ...........................

40 л (эксплуатационная
заправка 37 л)

1950 л

825 »

5550 »

36 л (эксплуатационная
заправка 22—25 л)

60 л

26 »

Топлива, масла, смазки и специальные жидкости

Топливо для двигателей ................

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

Огнегасящий состав противопожарной
системы............................

Количество масла АМГ-10, заливаемого
в амортизационную стойку передней
опоры шасси........................

Количество масла АМГ-10, заливаемого
в амортизационную стойку основных
опор шасси.........................

Газ для зарядки амортизационных стоек
Рабочая жидкость гидросистемы . . .

Жидкость для заправки бака туалета .

Т-1, ТС-1, Т-2

75% трансформаторного
пли МК-8 и 25% МС-20
или МК-22

фреон или жидкость
«3,5»

1500 см3

6350 см3
азот
АМГ-10
СТ-2

Эксплуатационные данные

Давление в пневматиках колес:
главных опор шасси..................

передней опоры шасси............

Начальное давление азота в амортизаци-
онных стойках:
главных опор шасси..................

передней опоры шасси............

Максимальный угол поворота передних
колес в каждую сторону при рулении
Угол поворота колес при взлете и по-
садке ..............................

6+’.5 кгс/см2

4+о,s у,

27± 1

15± 1

45 ±2°

10±1°

»
Стояночное обжатие амортизатора (по
указателю)........................... 50—135 мм

Стояночное обжатие пневматика перед-
ней опоры шаси....................... 20—45 »

Длина видимой части штока при стояноч-
ном обжатии амортизатора основных
опор шасси........................... 130—60 »

Стояночное обжатие пневматика (основ-
ных опор шасси)...................... 60—85 »

Рабочее давление в основной гидроси-
стеме ............................... 155±5 кгс/см2

Рабочее давление в аварийной гидро-
системе ............................. 160+15 кгс/см2

Напряжение бортовой сети постоянного
тока................................. 27,5 В ±10%

Напряжение бортовой сети переменного
тока частотой 400 Гц................. 115В

Весовые данные

Максимальный взлетный вес............. 22	000 кгс

Вес пустого самолета.................. 13	400 »

»	фюзеляжа......................... 2	270	»

»	крыла............................ 2	379	»

»	хвостового оперения ............... 571	»

»	шасси............................ 1	250	»

>	управления......................... 270	»

»	гидросистемы....................... 270	»

»	силовой установки................ 3	430	»

»	оборудования..................... 2	960	»

»	служебной нагрузки............... 2	200	»

»	коммерческой нагрузки............ 5	500	»

Эксплуатационные центровки

Предельно передняя центровка самолета
(шасси убрано).....................

Предельно задняя центровка самолета
(шасси выпущено)...................

Смещение центра тяжести при уборке
шасси..............................

Верхний предел изменения центровки . .

Нижний предел изменения центровки . .

Особенности центра тяжести самолета
при выработке топлива................

15% САХ

33% САХ

2,3—3,6 % САХ вперед
соответствует минималь-
ной посадочной массе
соответствует наиболь-
шей взлетной массе

вперед: при задних цент-
ровках до 0,5% САХ,
при передних центров-
ках до 4% САХ

Особенности аэродинамики самолета

Особенности аэродинамики самолета Ан-24 определяются его
аэродинамической компоновкой и, в частности, высоким располо-
жением крыла, формой фюзеляжа, компоновкой оперения, механи-
зацией крыла, а также рядом других факторов.

Схема высокоплана характеризуется следующими преимущест-
вами:
Рис. 2. Поляра самолета Cx=f(Cv)
и зависимости Cv=f(a) и K=f(a) на
посадке при выпущенных закрылках
на 38° и выпущенном шасси вблизи
от земли

аэродинамическое сопротив-
ление от интерференции на
10—15% меньше, чем у низко-
плана;

хороший обзор земли из
кабины;

уменьшение расстояния от
фюзеляжа до земли создает
ряд эксплуатационных удобств
при погрузке и разгрузке;

снижение вероятности выхо-
да из строя двигателей, распо-
ложенных на крыле из-за по-
падания посторонних предме-
тов при взлете и посадке.

Выбор схемы высокоплана
обеспечил самолету Ан-24 сни-
жение эксплуатационных рас-
ходов, удовлетворительные
экономические показатели, до-
статочное аэродинамическое
качество. Аэродинамическая
компоновка самолета дает хо-
рошие характеристики устой-
чивости и управляемости в ши-
роком диапазоне центровок от
15 до 33% САХ на всех режи-

мах полета вплоть до скоро-
стей сваливания, а следова-
тельно, высокую безопасность
полетов.

Самолет обладает хороши-

ми взлетно-посадочными характеристиками, позволяющими экс-
плуатировать его на аэродромах с ограниченной длиной ВПП за
счет:

значительной тяговооруженности на взлете;

высокой эффективности механизации крыла:

малых скоростей отрыва и посадки;

достаточного клиренса фюзеляжа и большой величины угла
касания хвостовой части фюзеляжа, которые позволяют полностью
использовать несущие свойства крыла на взлете и посадке;

высокой эффективности поперечного и путевого управления;

наличия эффективных тормозов колес основных опор шасси;

возможности торможения винтами при пробеге (создается отри-
цательная тяга).

Возможность эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах
достигается: высоким расположением двигателей, низким давле-
нием в пневматиках колес, что обеспечивает хорошую проходи-
Рис. 4. Поляры самолета Cz=f(Cv)
и зависимости Cv=f(a) и K=f(a)
с убранными шасси и закрылками на
различных скоростях полета

Рис. 3. Поляра самолета Cx=f(Cv)
и зависимости Cv=f(a) и К=((<х) на
взлете при выпущенных закрылках
на 18° и выпущенном шасси вблизи
от земли

мость по мягким грунтам, хорошую управляемость при движении
по грунтовым аэродромам.

Большое удлинение (Х= 11,37), различные относительные тол-
щины профилей по размаху крыла от 18% в корне крыла до 13%
в концевой его части, а также различные значения относительной
кривизны профилей центроплана, средней и концевой частей крыла
позволили получить крыло с участками различной несущей способ-
ности. Наиболее высокая несущая способность у концевых частей
крыла и минимальная у корневой (центропланной). Благодаря та-
кой компоновке при выходе самолета на большие углы атаки срыв
потока начинается в корневой части крыла и постепенно, с увели-
чением угла атаки, распространяется к концам. Вследствие этого
поперечная управляемость сохраняется при больших углах атаки
и нет тенденции к резкому сваливанию на крыло. При срыве пото-
ка в корневой и средней части крыла возрастает пикирующий мо-
мент, что приводит к уменьшению угла атаки и крыло восстанав-
ливает свою несущую способность.

Установка концевых частей крыла с поперечным У=—2° по от-
ношению к плоскости хорд остальной части крыла, где поперечное
V=0, дала возможность получить хорошее соотношение попереч-
ной и путевой устойчивости.

Угол установки крыла аУст=3° по отношению к строительной
горизонтали самолета дал возможность получить минимальное
Рис. 5. Взлетные характеристики са-
молета в атмосферных условиях, соот-
ветствующих MCA при выпущенных
шасси и закрылках на 15°:

1— длина разбега; 2— дистанция взлет-
ная; 3 — скорость отрыва истинная

/

- /

лобовое /Сопротивление на
крейсерских режимах полета.

Большое удлинение фюзе-
ляжа и установка двух проти-
воштопорных подфюзеляжных
гребней создали удовлетвори-
тельную путевую устойчивость
самолета. Размеры оперения
обеспечивают хорошие харак-
теристики продольной п путе-
вой устойчивости и управляе-
мости в широком диапазоне
центровок.

Высокая безопасность поле-
тов достигнута благодаря
большому запасу мощности
двигателей, хорошим характе-
ристикам устойчивости и уп-

равляемости и наличию специальных систем автоматического

и принудительного флюгирования воздушных винтов.

На малых углах атаки Сутзх и К имеют достаточно высокие
значения (рис. 2), что дает возможность выдерживать малые поса-

дочные скорости.

На взлете при выпущенных шасси и закрылках (рис. 3) качест-
во самолета значительно выше при тех же углах атаки, что и при
посадке. Это дает возможность иметь хорошие показатели скоро-
подъемности, скорости набора высоты и времени разгона самолета
до требуемой скорости набора высоты.

В горизонтальном полете на всех эксплуатационных числах М
значения К и Су удовлетворительны (рис. 4). Снижение К и Су
на одних и тех же углах атаки с увеличением числа М объясняется

увеличением сопротивления самолета, связанного с характером его
обтекания. Однако это снижение несущественно, так как качество
меняется в диапазоне М от 0,2 до 0,4 всего на 10%, а Су — на 6%
на углах атаки 4—6°.

Длина разбега 1 и взлетная дистанция 2 (рис. 5) самолета
с двумя двигателями АИ-24 существенно зависят от взлетной мас-
сы. Самолет можно эксплуатировать с аэродромов с бетонными
ВПП при 6Взл = 23 500 кгс.

При отказе одного двигателя на скорости отрыва самолета дли-
на прерванного взлета при взлетном весе 21 000 кгс составляет
1500 м. Предполагается при этом, что на пробеге используются
тормоза колес шасси и тормозной эффект винта работающего дви-

гателя.

В случае продолжения взлета при отказе одного двигателя
на скорости отрыва длина взлетной дистанции (до набора высоты
10,5 м) равна 2300 м.

Самолет в диапазоне взлетных весов от 18 ОООдо 22 000 кгс обла-
дает хорошими характеристиками набора высоты (рис. 6), что дает
Рис. 6. Характеристики набора высоты при атмосферных условиях, соответствую-
щих MCA (режим работы двигателей ЛИ-24 и РУ19А-300 номинальный, скорость
набора высоты по прибору 1/Првв=310 км/ч):

а — время набора высоты; б — дистанция L; в — расход топлива при взлетном весе:

1 — 18 000 кгс; 2 — 20 000 кгс; 3 — 22 000 кгс

возможность за короткое время набрать необходимую высоту и пе-
рейти в горизонтальный полет.

Из зависимостей практического потолка от бВЗл при работе дви-
гателей на различных режимах (рис. 7) видно, что самолет Ан-24
может эксплуатироваться на высотах, значительно больших, чем
позволяет высота в герметической кабине. Только при двух рабо-
тающих двигателях (одном АИ-24 и одном РУ19А-300) практиче-
ский потолок несколько ниже, чем позволяет наддув кабины. Прак-
тический потолок самолета с одним отказавшим двигателем АИ-24
позволяет в диапазоне приведенных значений Овзл совершать гори-
зонтальный полет на высоте до 5000 км до ближайшего аэродрома
или места посадки.

При необходимости разрешается эксплуатировать двигатель
АИ-24 в течение полутора часов на максимальном режиме.

Высотно-скоростные характеристики самолета Ан-24 с убран-
ными шасси и закрылками показывают, что эксплуатационные ско-
рости более чем на 50% превышают скорость сваливания. На рис. 8
приведены следующие кривые: /—скорость сваливания; 2— наи-
выгоднейшая скорость набора высоты; 3 — рекомендованная ско-<
рость набора высоты; 4 — горизонтальная скорость при работе
двигателей АИ-24 на режиме 0,85 номинального; 5 — горизонталь-
ная скорость при работе двигателей АИ-24 на номинальном режи-
ме; 6 — ограничение скорости по скоростному напопру. В горизон-
тальном полете крейсерские скорости намного меньше предельно
допустимой (кривая 6), ограниченной скоростным напором q —
= 1020 кгс/см2, что соответствует индикаторной скорости
Vi max max = 540 Км/ч.

Крейсерские режимы полета характеризуются следующими дан-
ными: Якр = 45004-6500 м и Квр=4404-460 км/ч. Крейсерский полет,
как правило, совершается на режимах работы двигателей 0,85 но-
минального.
симости от взлетного веса

ристики самолета Лн-24 с СВЗл =
=22 000 кгс с убранным шасси н за-

крылками

Дальности полета самолета Ан-24 с двумя работающими двига-
телями АИ-24 на режиме 0,85 номинального (кривая /) и на номи-
нальном (кривая 2) приведены на рис. 9. При полной коммерческой
нагрузке (Оком max=5500 кгс) дальность составляет около 1000 км
(линия ab). Дальность при максимальном взлетном весе (0взл =
= 23 000 кгс) характеризуется расстоянием от начала координат

Рис. 9. Характеристики дальности по-
лета на высоте 6000 м со скоростью
450 км/ч

Рис. 10. Характеристики снижения:

1 — время полета; 2 — дистанция сниже-
ния; 3 — расход топлива
I

до точки с, при максимальном
количестве топлива -— расстоя-
нием до точки d. Приведенные
зависимости показывают, что
увеличение взлетной массы до
максимальной за счет допол-
нительного количества топлива
позволяет увеличить дальность
полета вдвое. Это свидетельст-
вует о малых часовых расхо-
дах топлива и высокой эконо-
мичности полета.

В случае отказа одного из
двигателей АИ-24 через 1 ч
после начала полета его мож-
но продолжать на дальность,
рассчитанную заранее с учетом
работы двух двигателей.

Снижение с высоты
Н = 6000 м происходит за 12 мин
(рис. 10), дистанция снижения

Рис. 11. Зависимость посадочной ди-
станции /пос.дист и длины пробега
(£проб) от посадочного веса (GnOc)

равна 80 км и расход топлива составляет около 120 кг.

Посадка самолета при массе 20 000 кг с выпущенными закрыл-
ками на 38° на уровне моря в стандартных условиях характери-

зуется следующими данными:

Посадочная скорость.................... 175	км/ч

Коэффициент подъемной силы.......... 2

Длина пробега с применением тормозно-
го эффекта винтов и тормозов колес
шасси............................... 600 м

Длина посадочной дистанции с высоты
15 м.................................. 1200	»

Зависимости посадочной дистанции и длины пробега от посадоч-
ного веса приведены на рис. 11.

Устойчивость и управляемость самолета удовлетворяют требо-
ваниям, предъявляемым к пассажирским самолетам данного класса.
Эффективность рулей самолета достаточна для обеспечения управ-
ляемости во всем диапазоне скоростей и высот полета. Рули и эле-
роны имеют аэродинамическую компенсацию. Триммеры на рулях
и элероне позволяют сбалансировать самолет на всех режимах
полета. На левом элероне, кроме того, имеется кинематический сер-
вокомпенсатор, а на руле направления — совмещенный триммер-
сервокомпенсатор.

Ниже приводятся основные эксплуатационные ограничения по
весам и скоростям полета:

Максимальный вес самолета:
взлетный.......................

посадочный..................

Максимально парус-™»*	си-npncTt- по

прибору в гор	'W- /Д

Инв. № .

ПТУ-24

23 000 кг

21000 »

460 км/ч
Максимально допустимая скорость по /
прибору при уборке и выпуске шасси . /500 км/ч

Скорость полета по прибору, при кото- /
рой допускается выпуск шассп при ме/
ханическом открытии замков убранид-
го положения...................Z .	320	»

Максимально допустимая скорость поле-
та с выпущенным шасси............... 450	»

Максимально допустимая скорость, при
которой разрешается выпуск закрыл-
ков и полет с выпущенными закрылка-
ми на угол 38°...................... 250	»

Максимально допустимая скорость само-
лета, при которой разрешается уборка

закрылков и полет с выпущенными за-
 крылками на угол 15°............. 300	»

Максимальная скорость бокового ветра
при взлете и посадке (составляющая
под углом 90° к ВПП).................. 12	м/с

ГЛАВА II

КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА

Фюзеляж

Фюзеляж самолета Ан-24 представляет собой цельнометалли-
ческий балочно-стрингерный полумонокок. Он связывает между
собой отдельные части самолета, являясь базой-опорой для крыла,
оперения и шасси.

Нагрузки, действующие на фюзеляж в полете, на взлете и по-
садке, вызываются в основном поверхностными силами лобового
сопротивления и подъемной силой. Они передаются фюзеляжу
крылом, оперением и шасси. Кроме поверхностных сил, на фюзеляж
действуют массовые силы и силы избыточного давления в кабине.
Массовые силы могут быть сосредоточенными и распределенными.
Сосредоточенные передаются к фюзеляжу от грузов и агрегатов,
расположенных внутри фюзеляжа, и от присоединенных к нему аг-
регатов планера самолета.

Распределенные массовые силы — это силы массы конструкции
фюзеляжа. Распределенными силами являются также силы избы-
точного давления воздуха внутри герметической части фюзеляжа
и массы топлива в баках.

При рулении, буксировке, разбеге и пробеге на фюзеляж дейст-
вуют статические и динамические нагрузки, величина которых в за-
висимости от условий приземления и неровностей аэродромного
покрытия может оказаться определяющей с точци зрения прочно-
сти силовых элементов крыла.
В установившемся го-
ризонтальном полете без
скольжения на фюзеляж
действуют изгибающий
момент Л1изг, и перерезы-
вающая сила от оперения
Qi (рис. 12), вызываемые
подъемной силой Уго го-
ризонтального оперения:
Л^изг,=	Qi = l/r.o- Ве-

личины их в значительной

степени зависят от скоро-

сти, высоты полета и у г- Рис. 12. Схема нагружения фюзеляжа аэро-
ла атаки горизонтального динамическими силами и моментами
оперения.

В установившемся полете с отклоненным рулем направления
на вертикальное оперение действует аэродинамическая сила Ув.о,
направленная в сторону, противоположную отклонению руля.
Под действием этой силы в сечении фюзеляжа возникают изгиба-
ющий момент Л4113г,= YB.ol, перерезывающая сила Q2 и крутящий
момент Л4кр= YB,oli.

В неустановившемся полете на самолет действуют инерционные
силы, величины которых зависят от радиуса разворота самолета
по направлению и тангажу и от скорости полета.

В полете при неспокойном воздухе с вертикальными порывами
ветра перегрузки могут достигать значительных величин вследствие
изменения эффективного утла атаки крыла.

Возникающие в полете нагрузки под действием поверхностных,
массовых и инерционных сил вызывают в фюзеляже деформации
изгиба и сдвига. Избыточное давление воздуха в герметической час-
ти фюзеляжа возбуждает осевые и окружные деформации растя-
жения.

В каркасе фюзеляжа под действием вышеперечисленных нагру-
зок не должны появляться остаточные деформации, изменяющие
конфигурацию фюзеляжа. Для этого фюзеляж должен обладать
достаточной жесткостью. Жесткость фюзеляжа достигается приме-
нением силового набора, состоящего из шпангоутов, стрингеров
и обшивки.

Изгибающие моменты возбуждают осевые усилия и нормальные
напряжения в стрингерах и обшивке. От крутящих моментов и пере-
резывающих сил возникают касательные напряжения в обшивке.
Шпангоуты в этом случае обеспечивают заданную форму попереч-
ного сечения фюзеляжа и совместно со стрингерами предотвраща-
ют потерю устойчивости обшивки.

Таким образом, обшивка, подкрепленная продольным и попе-
речным набором, воспринимает все нагрузки, действующие на фюзе-
ляж, и является основным силовым элементом его конструкции.

Компоновка фюзеляжа. Фюзеляж самолета Ан-24 состоит из гер-
метического и двух негерметических отсеков. Герметический отсек
Рис. 13. Часть фюзеляжа носовая (Ф-1)

фюзеляжа расположен
между шпангоутами
№ 1—40. Негерметиче-
/ ские отсеки размеща-
ются в передней и хво-
стовой частях фюзеля-
жа. В передней части
находятся негерметиче-
ский отсек антенны pa*

диолокатора и отсек
передней опоры шасси.
В хвостовой части фю-
зеляжа между шпан-
гоутами № 40 и 45—
негерметический отсек,

к которому крепится опёрение, в нем размещены агрегаты пило-
тажно-навигационного оборудования. К хвостовому отсеку крепится
обтекатель фюзеляжа, обшивка которого подкреплена шпангоутами.

В герметической части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и 7
расположена кабина экипажа, отделенная усиленным шпангоутом
№ 7 от остальной герметической части. Между шпангоутами № 7
и 11 находится переднее багажное помещение. В средней части
фюзеляжа между шпангоутами № 11 и 31 расположена пассажир-
ская кабина, между шпангоутами № 31 и 34 — буфет и туалет, меж-
ду шпангоутами № 34 и 37 — гардероб и между шпангоутами № 37
и 40 — заднее багажное помещение.

Технологическое членение фюзеляжа. Двумя технологическими
разъемами по шпангоутам № 11 и 40 фюзеляж расчленен на три
основных технологических отсека: Ф-1 (носовая часть), Ф-2 (сред-
няя часть) и Ф-3 (хвостовая часть). Отсеки стыкуются по шпанго-
утам, обшивке и стрингерам стыковыми лентами, фитингами
и накладками. К носовой части фюзеляжа крепится на замках и шар-
нирах радиопрозрачный обтекатель антенны радиолокатора, к хво-
стовой части — обтекатель.

Носовая часть фюзеляжа Ф-1 (рис. 13) состоит из гер-
метического и негерметических отсеков. В герметическом отсеке
размещена кабина экипажа, в негерметических отсеках — установ-
ка антенны радиолокатора и ниша (отсек) 14 со створками 16 пе-
редней опоры шасси.

Носок фюзеляжа до шпангоута № 1 (поз. 15) выполнен
в виде специального обтекателя 17, под которым установлена ан-
тенна радиолокатора. Шпангоут № 1 является передней стен-
кой герметической части фюзеляжа, на которой крепятся блоки
радиооборудования и кронштейны проводки управления элеро-

нами.

Между шпангоутами № 1 и 4 (поз. 12) расположена ниша 14
передней опоры. Между шпангоутами № 2 и 4 расположен отсек 13:
с левой стороны фюзеляжа для агрегатов радиооборудования,
а с правой стороны — для агрегатов электрооборудования.

2П
Для компенсации потерь прочности конструкции самолета, вы-
званных вырезами для ниши передней опоры шасси и под люки
отсеков радиооборудования и электрооборудования, вырезы окан-
тованы усиленными стрингерами (бимсами) и усиленными (№ 1».
2 и 4) шпангоутами,

В нижней части кабины пилотов на правой стороне пола 1
над нишей передней опоры шасси сделано.смотровое окно для кон-
троля выпущенного положения передней опоры шасси. Ниша шас*
сп закрывается створками. Передние створки клепаной конструк-
ции, средние и задние отлиты из магниевого сплава. Створки па
контуру уплотняются резиновым профилем. В верхней части кабины
экипажа между шпангоутами № 2 и 5 (поз. 11) установлен остек-
ленный фонарь 2, обеспечивающий обзор экипажу. На левом и пра-
вом бортах кабины, между шпангоутами № 5 и 6 имеется по од-
ному окну 3 и 10 (окна радиста и штурмана). Сверху между шпан-
гоутами № 5 и 7 (поз. 7) расположен астролюк 4 (в некоторых
вариантах самолета с прозрачным астрокуполом).

В шпангоуте № 7 имеется проем 6 для двери кабины экипажа.
Между шпангоутами № 7 и 10 расположен грузовой люк 5 перед-
него грузового помещения. Носовой отсек фюзеляжа технологиче-
ски ограничивается шпангоутом № 11, на котором установлена
легкосъемная перегородка, отделяющая переднее грузовое помеще-
ние от пассажирской кабины.

Каркас пола в переднем отсеке находится на различных уров-
нях от строительной горизонтали самолета. Между шпангоутами
№ 1 и 4 высота пола обусловлена наличием отсека передней опоры
шасси, а между шпангоутами № 4 и 7 — условиями компоновки обо-
рудования кабины пилотов. В переднем грузовом помещении кар-

Рис. 14. Часть фюзеляжа средняя (Ф-2)
кас пола 9 находится на уровне каркаса пола пассажирской ка-
бины. Отсеки Ф-1 и Ф-2 стыкуются по шпангоуту № 11 и усилива-
ются стыковым поясом 8.

В средней части фюзеляжа Ф-2 (рис. 14) на участке
пассажирской кабины в обоих бортах фюзеляжа расположено по
девять круглых окон 8. Окно между шпангоутами № 23 и 24 (в пра-
вом борту) и окно между шпангоутами № 14 и 15 (в левом борту)
совмещены с аварийными люками 2. Входная дверь 5 находится
на левом борту между шпангоутами № 31 и 33. На полу 7 фюзе-
ляжа у входной двери установлена лестница 6. Багажный люк 4
расположен в правом борту между шпангоутами № 34 и 36.

Между шпангоутами № 16 и 20 (поз. 9} сверху установлены
две штампованные подцентропланные балки 3, которые увеличива-
ют жесткость и прочность фюзеляжа в зоне его стыковки с центро-
планом.

Пол по всей длине отсека Ф-2 до шпангоута № 38 параллелен
строительной горизонтали. Между шпангоутами № 38 и 40 в рай-
оне заднего грузового помещения пол приподнят.

Силовой набор отсека Ф-2 состоит из шпангоутов (нормальных
и усиленных), стрингеров и обшивки. Усиленные шпангоуты № 17
(поз. 10) и 20 установлены в зоне крепления крыла к фюзеляжу,
шпангоут № 40 — в конце герметической кабины. К шпангоуту № 40
крепятся задняя стенка герметической кабины и узлы крепления
переднего лонжерона киля. Продольный набор отсека Ф-2, под-
крепляющий обшивку, состоит из нормальных и усиленных стрин-
геров. Усиленные стрингеры устанавливаются в районе окантовки
окон и в плоскости симметрии фюзеляжа.

Поперечное сечение отсека Ф-2 представляет собой сопряже-
ние окружностей различной кривизны. Нижняя часть фюзеляжа
описана большим радиусом, верхняя — меньшим. Стыковка нижней
и верхней части фюзеляжа осуществляется скуловой балкой 11.

Хвостовая часть фюзеляжа Ф-3 (рис. 15) состоит из
пяти шпангоутов, из которых № 43 и 45 (поз. 4 и 2) — усиленные,
а № 41, 42 и 44 (поз. 7, 6 и 3) —нормальные, стрингеров и обшив-
ки. Внутри отсека между шпангоутами № 40 (поз. 8) и 43 (поз. 4)
установлен пол 5, а к шпан-
гоуту № 45 (поз. 2) крепит-
ся хвостовой обтекатель 1.
На шпангоуте № 40 (поз. 8)
установлена дверь 9 и крон-
штейн 10 крепления ДОС-24.

К хвостовому отсеку фю-
зеляжа крепится оперение
самолета. На шпангоуте
№ 43 имеются стыковые
поверхности с отверстиями
под болты крепления задне-
го лонжерона киля и перед-
него лонжерона стабилиза-

Л7

Рис. 15. Часть фюзеляжа хвостовая (Ф-3)
тора, а также узлы креп-
ления рулевых машин ав-
топилота. В нижней части
шпангоута находится
гнездо шаровой опоры
подставки под хвостовую
часть фюзеляжа.

На шпангоуте № 45
имеются стыковые по-
верхности с отверстиями
под болты крепления зад-
него лонжерона стабили-
затора, кронштейны
проводки управления ру-
лем высоты, механизм
стопорения руля высоты
и кронштейн барабана
управления триммерами
руля высоты. Сверху на
шпангоутах № 43 и 45
установлена панель ста-
билизатора 11.

Конструктивные эле-
менты фюзеляжа. Фюзе-
ляж состоит из попереч-
ного и продольного сило-
вых наборов, обшивки,
зализа, пола, фонаря ка-
бины экипажа, окон, две-
рей и люков.

Поперечный си-
ловой набор фюзеля-
4 жа включает 49 шпангоу-
тов, из которых № 8—16,
21—39, 41, 42 и 44 — нор-
мальные, № 17, 20, 40, 43,
45, 1—7, 18 и 19 — уси-
ленные. Нормальные
шпангоуты в основном
обеспечивают заданную
форму фюзеляжа в попе-
речном сечении и воспри-
нимают нагрузки от аэро-
динамических сил и
избыточного давления
внутри герметической
кабины.

Усиленные шпангоуты,
кроме указанных выше

Рис. 16. Шпангоут нормальный

Рнс. 17. Шпангоут усиленный № 4
нагрузок, воспринимают сосредоточенные нагрузки от прикреплен-
ных к ним агрегатов самолета (крыла, оперения, шасси и т. п.).
Они устанавливаются у вырезов под люки и двери, отсеки шасси,
в разъемах, по краям герметической кабины и т. д. В связи с тем
что поперечное сечение фюзеляжа самолета Ан-24 состоит из двух
сегментов, описанных разными радиусами, шпангоуты технологиче-
ски выполнены из двух частей: верхней и нижней.

Нормальный шпангоут (рис. 16) состоит из обода 1 Z-образ-
ного сечения и прессованной балки 2 каркаса пола Т-образного
сечения. Между балкой пола и ободом установлена стенка 3 из
дюралюминия Д16Т толщиной 0,8 мм. Обод шпангоута склепан из
нескольких дуг с помощью накладок. Стыковка верхней и нижней
частей обода выполнена по скуловой балке уголками.

Усиленный шпангоут № 1 состоит из обода Г-образного сече-
ния, к которому приклепана окантовка. В нижней части шпангоута
установлена стенка из дюралюминия Д16Т толщиной 1 мм. Стенка
ограничивает спереди отсеки шасси, электро- и радиооборудования.

Усиленный шпангоут № 4 (рис. 17) состоит из прессованной
рамы 3, балки 4 каркаса пола и стенки 7. Листовой дюралюминий
для устойчивости подкреплен уголками и дюралюминиевыми про-
филями 8. На шпангоуте № 4 установлены узлы 6 крепления стойки
передней опоры шасси, кронштейн 1 на болтах 2 для крепления
гидроцилиндра уборки и выпуска передней опоры и замок выпу-
щенного положения ее. Стенка шпангоута имеет ряд отверстий под
электрожгуты и трубопроводы. По оси самолета на шпангоуте вы-
полнен желоб 9, в котором размещены тросы управления.

В местах установки узлов крепления передней опоры шасси
на болтах и заклепках размещены стойки 5 из дюралюминия Д16Т,
между которыми расположена балка 10. Стенка шпангоута ограни-
чивает отсек передней опоры шасси.

Усиленный шпангоут № 7 (рис. 18) состоит из обода 8 Z-образ-
ного сечения, балки 10 каркаса пола, стенки 9 и перегородки 11.
Слева на шпангоуте № 7 имеется короб 2 для качалок и тяг уп-
равления, справа — короб 3 для жгутов электропроводки. Стенка
и перегородка подкреплены уголковыми профилями. На перегород-
ке 11 закреплен монорельс для перемещения двери 4 переднего
багажника. Направляющие ролики 5 крепятся к двери 4 крон-
штейнами 6. Окантовка двери 4 в нижней части защищается от
повреждений кожухом 7. Стенка шпангоута № 7, ограничивающая
кабину экипажа, выполнена из магниевого сплава. В стенке имеет-
ся дверь 1, открывающаяся в сторону пассажирской кабины. Дверь
изготовлена из армированного пенопласта, облицованного с обеих
сторон обшивкой из стеклотекстолита. В нижней части шпангоута
имеется узел с гнездом для опоры гидроподъемника.

Усиленные шпангоуты № 17 и 20 (рис. 19) изготовлены в виде
рам, собранных на болтах из отдельных штампованных деталей.
Конструктивно шпангоуты № 17 и 20 выполнены одинаково, но по-
перечные размеры у шпангоута № 20 несколько больше, чем
у шпангоута № 17. Каждый шпангоут состоит из боковых штампо-
ванных рам 3 (сплав
АК-6), одной стяжной
штампованной балки 1,
двух стыковых башма-
ков с верхними дуга-
ми 2, стыкового узла 4,
стенки 5, нижнего поя-
са 6 и верхнего пояса 7.
Нижняя часть шпангоу-
тов выполнена из мате-
риала Д16Т.

Отдельные детали
шпангоутов соединяются
между собой болтами.
К верхнему 7 и нижне-
му 6 поясам стенка 5
крепится заклепками.
Стенка 5 по всей длине
подкреплена уголками. К
обшивке 10 шпангоут
крепится уголковым про-
филем 9, прикрепленным
к нижнему поясу 6. У
верхнего пояса имеется
усиливающая подклад-
ка 8.

Центроплан с фюзеля-
жем стыкуются четырьмя
башмаками, представ-
ляющими продолжение
боковых частей шпангоу-
тов № 17 и 20, и с помо-
щью верхних балок 1.

Шпангоут № 40 (рис.
20) является задней стен-
кой герметической каби-
ны. Он состоит из верх-
него обода 4 таврового
сечения, нижнего обода 5
и стенки 2 из дюралюми-
ния Д16АТ толщиной
1 мм. Остальные детали
шпангоута выполнены из
материала Д16Т. Стенка
подкреплена уголковыми
профилями и окантовкой
под люк 6. На шпангоуте
расположены узлы 1 креп-
ления переднего лонжеро-

Рис. 18. Шпангоут усиленный № 7

Рис. 19. Шпангоуты усиленные № 17 и 20
Рис. 20. Шпангоут усиленный № 40:

а — со стороны кабины; б — со стороны хвостовой части

б) 3

.на киля к фюзеляжу. Усилия от лонжерона киля передаются на фю-
зеляж через верхний обод 4 и стенку 2, к которой приклепаны
два двутавровых профиля 3, примыкающие в верхней части шпан-
гоута к узлу 1. Крышка люка 6 установлена на двух петлях
и удерживается в закрытом положении штыревым замком.
В верхней части шпангоута имеются вырезы для герметических
выводов тяг управления и электропроводки.

Усиленный шпангоут № 43 (рис. 21, а)—таврового сечения,
склепан из двух уголковых профилей и стенки толщиной 1,2 мм,
подкрепленной уголковыми профилями. В верхней части на болтах
к нему крепится балка 1, в которой имеются отверстия 3 для креп-
ления переднего лонжерона стабилизатора и отверстия 2 для креп-
ления заднего лонжерона киля. К шпангоуту приклепаны наклад-
ки 4 для уменьшения градиента напряжений в зоне стыка узла
балки 1 со шпангоутом. Детали шпангоута выполнены из матери-
ала Д16Т, накладки 4 — из материала Д16АТ толщиной 1,5 мм.

Конструкция усиленного шпангоута № 45 (рис. 21, б) аналогич-
на конструкции шпангоута № 43. На шпангоуте установлена на
болтах балка 7 крепления заднего лонжерона стабилизатора, на
котором расположены кронштейны 5 и 6 проводки управления
рулем высоты, механизм стопорения руля высоты и кронштейн уп-
равления триммером руля высоты.

Продольный силовой набор фюзеляжа состоит из
стрингеров и балок. В продольный набор фюзеляжа входит
74 стрингера. Нумерация стрингеров производится следующим об-
разом. Самолет плоскостью симметрии делится на две одинаковые
части, каждая из которых является зеркальным отражением дру-
гой. В плоскости симметрии внизу расположен нулевой стрингер,
.26
вверху — 37-й. В зоне 13-го стрингера нижняя часть фюзеляжа
с верхней стыкуется по скуловой балке. Стрингеры фюзеляжа мож-
но разделить на нормальные и усиленные. Усиленные стрингеры
расположены в плоскости симметрии (нулевой и 37-й), а также
в зоне окантовок окон выше строительной горизонтали (стрин-
гер 26). Усиленные стрингеры имеют Т-образное сечение. Нормаль-
ные стрингеры изготовлены из уголкового профиля.

В местах сопряжения верхней и нижней частей фюзеляжа вдоль
левого и правого бортов между шпангоутами № 4 и 40 расположе-
ны скуловые балки (см. рис. 14). Внутренний пояс скуловой балки
между шпангоутами № 11 и 31 представляет собой профиль для
крепления ножек пассажирских кресел. Внешний пояс скуловой
балки склепан с обшивкой фюзеляжа. Скуловые балки имеют тех-
нологические разъемы по шпангоутам № 11, 17, 20, 26 и 37. На
участках шпангоутов № 37—40 балки расширены для лучшей за-
делки у шпангоута № 40.

Верхняя часть фюзеляжа на участке центроплана усилена дву-
мя подцентропланными балками, расположенными с внешней сто-
роны фюзеляжа под зализами /. Подцентроплэнные балки связаны
с усиленными шпангоутами № 17 и 20 болтами и заклепками.

Обшивка фюзеляжа является силовым элементом конст-
рукции. Она выполнена из листов материала Д16АТВ, Д16АМО
и Д15ТВ толщиной от 1 до 2,5 мм. На нижней части фюзеляжа
(участки 1, 11, 15 и 19—рис. 22) установлена обшивка толщиной
1,2 и 1,5 мм. Обшивка фюзеляжа в районе шпангоутов № 17—20
и стрингеров 13—16— (участок 9) выполнена из отдельных пане-
лей химически фрезерованных дюралюминиевых листов. Исходный

Рис. 21. Шпангоуты усиленные:
а — шпангоут № 43; б — шпангоут № 45
лист толщиной 5 мм обработан до толщины 1,8 мм. Верхняя панель
у шпангоутов № 40—43 изготовлена из листа толщиной 2,5 мм.

Вся негерметическая часть фюзеляжа, начиная от шпангоута
№ 40, обшита листом толщиной 1,5 мм (участки 18 и 19) и 2,5 мм
(участок 17). Листы толщиной 2,5 мм установлены в местах креп-
ления к фюзеляжу оперения. Усиленная обшивка толщиной 1,5 мм,
кроме указанных выше участков, установлена в зоне крепления
фонаря экипажа и астролюка (участок 3), в зоне крепления крыла
к фюзеляжу (участок 9) и на участке 16 между шпангоутами № 33
и 40. Толщина обшивки стальных частей каркаса 1 и 1,2 мм.

Типы соединений основных элементов фюзеля-
ж а выбираются из условия обеспечения прочности и жесткости
конструкции. Наиболее нагруженные детали крепятся между собой
болтами и стальными заклепками. К ним относятся соединительные
узлы отдельных элементов шпангоутов (см. рис. 19), стойки (см.
рис. 17 и 20), узлы крепления лонжеронов стабилизатора и киля
(см. рис. 21) и др. Усиленные стрингеры, усиливающие накладки
и накладные листы крепятся к деталям заклепками.

Усиленные шпангоуты к обшивке крепятся ободом уголкового
профиля, который одной стороной приклепывается к стенке сило-
вого лонжерона, а второй — к обшивке фюзеляжа (см. рис. 19).
В уголковом ободе делаются вырезы под стрингеры, которые в ме-
стах пересечения обода крепятся к нему кницами. К полкам уси-
ленных шпангоутов стрингеры присоединяются фитингами.

С каркасом фюзеляжа обшивка склепана заклепками с потай-
ными головками в носовой части и заклепками с чечевичной го-
ловкой в средней и хвостовой частях. Стрингеры крепятся к об-
шивке клеесварными соединениями. Отдельные панели соединяются
между собой встык или внахлестку по шпангоутам, стрингерам
и скуловым балкам. В местах стыков ставятся стыковые ленты из
листового дюралюминия. На участках вырезов (двери, окна и лю-
ки) по краям отсеков фюзеляжа и в районе установки центроплана
обшивка усилена накладными листами из дюралюминия Д16Т.
23 29 25 26 27 25 29 30 31 3Z 33 Л 35 30 37 38 39 90 91 92 93 99 95

обшивки фюзеляжа

Для уменьшения шума в пассажирском салоне в зоне вращения
воздушных винтов на резиновых лентах установлены накладные
листы толщиной 0,8 мм из дюралюминия Д16АМ, которые крепятся
к силовому набору носовой части фюзеляжа. Гайки под болты креп-
ления накладного листа приклепаны к стрингерам.

Каркас пола образуется балками шпангоутов и профилями
крепления кресел в пассажирской кабине. В местах стыковки ниж-
няя стенка профиля фрезеруется до полки. Полки профиля и бал-
ка соединяются заклепками. Стыковка каркаса пола в остальных
помещениях герметической части фюзеляжа аналогична.

Для поддержания избыточного давления воздуха в гермети-
ческой части фюзеляжа и обеспечения водонепроницаемости негер-
метических отсеков фюзеляж герметизируется. Кроме то-
го, герметизируются полы туалетных комнат и буфета для пред-
отвращения возможности попадания воды под пол. Герметизация
фюзеляжа осуществляется герметиками УЗОМЭС-5, ВГК-18 № 3,
уплотнительной лентой и замазкой У-20А, а дверей, люков и других
проемов, расположенных в герметической кабине,— резиновыми
профилями (рис. 23).

Зализ (рис. 24)—это агрегат, выполненный из листового
алюминиевого сплава. Жесткость зализа обеспечивается силовым
каркасом, состоящим из боковых и поперечных силовых поясов,
к которым крепится обшивка. На зализе установлены люки 3, 4, 6,
8, 14 и 15 для подхода к агрегатам систем.

Фонарь кабины экипажа (рис. 25) состоит из каркаса,
сваренного из прессованных хромансилевых профилей таврового
сечения, дюралюминиевой обшивки 1 и остекления. Места стыков
усилены наваренными хромансилевыми косынками 4. Каркас фона-
ря фитингами на болтах крепится к шпангоутам № 3—5 и по всему
контуру выреза склепывается с обшивкой фюзеляжа.

Остекление фонаря выполнено из ориентированного органиче-
ского стекла 5 толщиной 10—12 мм, лобовые стекла с пленочным
электрообогревом изготовлены из триплексного силикатного стекла.
Рис. 23. Герметизация типовых соединений элементов конструкции фюзеляжа:
с —стык шпангоута с обшнвкой; б— стык стрингера с обшивкой; в —соединение шпангоу-
та № 40 с обшнвкой; г — стык обшивки продольной без подкладной ленты; д — стык цент-
роплана; е — уплотнение в проеме окна; ж — уплотнение проемов дверей н люков; з — со-
единение скуловой балки;

/. 3 — герметик кистевой У30МЭС-5; 2— герметик ВГК-18 № 3. 4 — клей КР-5-18; 5 —лента
уплотнительная У-20А; 6— обшивка; 7 — шпангоут; 8—стрингер; 9— лист накладной; 10—
профиль подкрепляющий (окантовка); 11— стекло органическое; 12 — профиль люка (двери);
13 — уплотнитель резиновый; 14 — рамка люка; 15 — лист скуловой балки накладной; 16 —
профиль скуловой балки уголковый; 17 — полка скуловой балки

Стекла крепятся к каркасу фонаря прижимами 3 и герметизируют-
ся герметиком УЗОМЭС-5 (поз. 2). В боковых проемах фонаря
имеются две форточки, сдвигающиеся назад по направляющим.

Окна фюзеляжа. На самолете имеется 20 круглых окон
(18 в пассажирской кабине и 2 — в кабине экипажа) и два оваль-
ной формы (между шпангоутами № 5 и 6). Вырезы в обшивке под
круглыми окнами усилены окантовками 5 (рис. 26), подкладными
листами, соединенными между собой заклепками, и горизонтальны-
ми балками. Диаметр каждого круглого окна равен 390 мм, диа-
метр овального — 340 мм.

Каждое окно состоит из двух выпуклых круглых органических
стекол: наружного 2 толщиной 4 мм и внутреннего 5 толщиной
3 мм. Стекла с резиновой прокладкой 3, обжатые герметпзацион-
ным профилем /, вставляются в оконный проем и прижимаются к
окантовке стекла пружинами 8 и винтами 7 и 6, которые ввернуты
в анкерные гайки, приклепанные к окантовке окна.

Межстекольное пространство, герметизированное резиновой про*
кладкой 3, соединено трубкой 9 с резиновой камерой, расположен*
ной между наружной и внутренней (декоративной) обшивками
фюзеляжа. Окантовка 4 окна представляет собой штампованную
чашку из дюралюминия Д16А, соединенную с помощью книц,
диафрагм и балочек с обшивкой, шпангоутами и стрингерами фю*
зеляжа.
Окно овальной формы изготовлено из одинарного ориентире-*
ванного органического стекла толщиной 10 мм. Стекло заключено
в резиновый профиль и к окантовке окна прижимается легкосъем-
ными прижимами так же, как и стекла в пассажирской кабине.

Для осмотра носка стабилизатора в полете в хвостовой части
фюзеляжа по левому борту между шпангоутами № 37 и 36 и шпан-
гоутами № 40 и 41 вмонтированы смотровые окна, последнее из
которых имеет подсвет с фарой. Входная, грузовая и ба-
гажная двери, открывающиеся внутрь, установлены на бортах
фюзеляжа. Размеры дверных проемов входной двери — 1400X750,
грузовой двери—1090X1190 и багажной двери— 1410X750 мм.

Механизм навески входной двери (рис. 27) состоит из верх-
него 5 и нижнего 4 направляющих рельсов, укрепленных на борту
фюзеляжа, и кареток с роликами, установленными на двери. Дверь
по направляющим на каретках перемещается вдоль борта и фик-
сируется в открытом положении фиксатором рычажного типа,
установленным в нижней части проема двери. Перемещение двери
из проема на направляющий рельс 4 производится с помощью ку-
лисы 3.

Рис. 24 Зализ крыла с фюзеляжем:

/ — передняя часть зализа; 2 — панель центроплана верхняя съемная; 5, 5, 6, 8, 14 •=-
люки эксплуатационные; 4—задняя часть зализа; 7 — хвостовик нервюры центроплана;

9 — узел стыковой на заднем лонжероне центроплана; 10 — силовая часть залнза; 11 —- стой-
ка шпангоута № 20; 12 — лонжерон передний центроплана; 13 — стойка шпангоута № 17
Рис. 25. Фонарь кабины экипажа

В закрытом положении дверь удерживается двумя горизонталь-
ными штырями, входящими в соответствующие гнезда в окантовке
двери. Для уменьшения усилий при открывании и закрывании с по-
мощью ручки 1 в гнезда окантовки двери вмонтированы ролики, по
которым перемещаются штыри. Штыревой замок 6 можно открыть
и закрыть с помощью ручки изнутри и снаружи фюзеляжа. Окан-
товка входной двери входит в силовой каркас фюзеляжа.

Грузовая дверь 1 (см. рис. 18) представляет штампованную
чашку из дюралюминия Д16, подкрепленную каркасом. На внут-
ренней обшивке двери установлена рукоятка замка. Дверь по на-
правляющим, закрепленным на шпангоутах № 7 и 10, сдвигается
вверх и фиксируется в открытом положении стопором на направ-
ляющем рельсе. Дверь открывается изнутри и снаружи фюзеляжа,
причем снаружи открывается в том случае, если фиксатор замка
стоит в положении «Открыто. Окантовка грузовой двери входит в
силовой каркас фюзеляжа.

Защита окантовки багажной двери и грузового люка при за-
грузке самолета осуществляется специальными защитными поро-
гами. Порог багажной двери склепан из листового дюралюминия
и устанавливается в убранное положение поворотом вокруг своей
оси. Порог грузового люка состоит из двух частей: нижняя закреп-
лена неподвижно, верх-
няя, подвижная, отбрасы-
вается и ложится на не-
подвижную.

В пассажирской каби-
не фюзеляжа установлено
два аварийных люка
500X600 мм, совмещен-
ных с окнами. Крышка
аварийного люка пред-
ставляет собой штампо-
ванную чашку, в которую
вклепана окантовка окна.
В крышках люков имеют-
ся замки с ручками, выхо-
дящими внутрь пассажир-
ской кабины. Крышка
аварийного люка откры-
вается внутрь кабины, за-
мок крышки открывается
снаружи и изнутри фюзе-
ляжа. Крышка аварийного
люка в проемах удержи-
вается двумя штыревыми
пружинными фиксатора-
ми.

Люк в верхней части
кабины между шпангоута-
ми № 5 и 7 служит для
выхода экипажа при вы-
нужденной посадке само-
лета на воду. В закрытом
положении крышка люка
удерживается двумя опо-
рами и одним штырем, в
открытом положении —
двумя ремнями.

Система сигнали-
зации закрытого
положения дверей
и люков устроена сле-
дующим образом. Входная
и багажная двери, грузо-
вой и эксплуатационный
(на шпангоуте № 40) лю-
ки оборудованы сигнали-
зацией закрытого положе-
ния. В электрическую цепь
сигнализации включе-

Рис. 26. Окно пассажирской кабины

Рис. 27. Дверь входная
ны концевые выключатели А802Д, установленные по одному на
каждой двери и каждом люке. Концевой выключатель связан с на-
жимным штоком регулируемой насадкой. Насадка служит для уве-
личения свободного хода выключателя. Длина ее отрегулирована
так, что концевой выключатель срабатывает при начальном ходе
толкателя на расстояние до 2 мм. При дальнейшем ходе толкателя
сжимается пружина и выбирается свободный ход самого выключа-
теля. Такая конструкция дает возможность довести ход штоков до
8—14 мм, что обеспечивает перекрытие величины люфтов в кине-
матике дверей.

Крыло

Крыло создает подъемную силу, необходимую для поддержания
самолета в воздухе во время полета. Кроме того, крыло в значи-
тельной степени влияет на характеристики устойчивости и управ-
ляемости самолета. К конструкции крыла крепятся закрылки, эле-
роны и силовые установки. Крыло является на транспортных само-
летах основной емкостью для размещения топлива.

Крыло самолета Ан-24 свободнонесущее трапециевидной фор-
мы в плане. Угол стреловидности по линии 25% хорд равен 6о50'.
Поперечное V крыла по размаху не постоянно. На участках крыла
между нервюрами 1 и 12 угол поперечного V = 0, а на отъемной
части крыла V = —2°. Переменная величина поперечного V дает
возможность обеспечить оптимальные условия устойчивости и уп-
равляемости самолета в большом диапазоне скоростей — от поса-
дочной до крейсерской. Установочный угол крыла равен 3°.

По "конструкции крыло самолета кессонного типа (рис. 28).
В таком крыле наиболее рационально используется материал, мас-
са крыла минимальна. Внутренний объем крыла более свободен от
конструктивных элементов и в нем может быть размещено значи-

Рис. 28. Схема крыла в плане
тельное количество оборудования и топлива. К крылу кессонного
типа относится двухлонжеронное крыло с обшивкой, работающей
на изгиб и кручение вместе с силовым набором крыла.

Крыло состоит из продольного и поперечного набора и обшив-
ки. К продольному набору относятся лонжероны и обшивка,
подкрепленная стрингерами, к поперечному — нервюры. Поя-
са лонжеронов воспринимают часть изгибающих моментов, а стен-
ки лонжеронов — перерезывающие силы. Стенки лонжеронов вместе
с обшивкой в поперечном сечении крыла образуют замкнутый кон-
тур, который воспринимает крутящие моменты. Жесткая работаю-
щая обшивка со стрингерами воспринимает аэродинамическую
нагрузку и основную часть изгибающего момента. Нервюры участ-
вуют в общей работе конструкции крыла, воспринимают местные
нагрузки от кручения и в меньшей степени от изгиба.

Большинство элементов крыла, за исключением нижних панелей
и профилей разъема, выполнены из сплава В95АТНВ, нижние па-
нели— из сплава Д16АТНВ, профили разъема — из АК-6. По раз-
маху применяется обшивка переменной толщины: у корня крыла —
2—3 мм, на средней части и отъемной части — 2 мм.

Технологическими разъемами по нервюрам 7 и 12
крыло делится на центроплан 1, две средние части 5 крыла, две
отъемные (концевые) части 9. К отъемной части крыла 9 крепятся
законцовки 15. К секциям 5 и 9 передней части крыла крепится
носок 14 с вмонтированным воздушно-тепловыми противообледени-
тельными устройствами. К заднему лонжерону центроплана / кре-
пится однощелевой закрылок 4, закрепленный на кронштейнах 2
и отклоняющийся подъемниками 3. К. заднему лонжерону средней
части крыла 5 крепятся двухщелевые закрылки 8 на монорельсах 7,
выдвигаемые подъемниками 6. К заднему лонжерону отъемной ча-
сти крыла 9 крепятся на кронштейнах 12 корневая 11 и концевая 13
секции элеронов. На корневой секции элерона 11с правой стороны
крыла крепится сервокомпенсатор 10, а с левой — триммер и сер-
вокомпенсатор.

На крыле крепятся шасси и силовые установки. Отдельные ча-
сти крыла стыкуются между собой профилями разъема. Кессон
крыла образован лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки.
Кессоны средней части крыла представляют герметические баки-
отсеки. В кессоне центроплана установлено четыре мягких топлив-
ных бака. В хвостовых частях крыла размещены валы управления
закрылками и тяги управления элеронами.

Сочленение крыла с фюзеляжем и отдельных частей крыла
между собой осуществляется болтами и гайками из высокопрочной
стали 40ХНМА.

Для обеспечения удобного подхода к агрегатам, расположенным
в крыле, на средних частях крыла и центроплане сверху имеются
съемные панели. Нижние части законцовки крыла за задним лон-
жероном для удобства обслуживания агрегатов и узлов системы
управления, механизации и топливной системы установлены на
шомпольных соединениях. Носки крыла также для удобства обслу-
2*	35
Рис. 29. Центроплан:
а — каркас; б — стык съемных панелей с профилями разъема

живания агрегатов, расположенных на переднем лонжероне, вы*
полнены съемными и закреплены на болтах.

Центроплан (рис. 29) состоит из кессона, носовой 10 и хвосто-
вой 6 частей. Кессон, являясь силовой частью центроплана, вос-
принимает все действующие на него нагрузки. Он состоит из двух
лонжеронов: переднего И и заднего 4, четырнадцати нервюр 3,
восемнадцати стрингеров, обшивки 13, съемных панелей 2 и не-
съемных 1.

Лонжероны кессона однотипны, по конструкции двутаврового
сечения с более развитыми полками в сторону кессона и менее
развитыми в сторону носка и законцовки. Высота стенки по длине
лонжерона постоянна. Внутри кессона в зоне крепления основных
опор шасси, силовых установок и стыковки крыла с центропланом
стенка усилена накладными листами. Лонжероны цельноштампо-
ванной конструкции. Стенка переднего лонжерона в зонах стыковки
с фюзеляжем и крепления силовой установки и навески стоек
основных опор шасси подкреплена с наружной стороны поперечны-
ми стойками Г-образного сечения.

Задний и передний лонжероны в местах стыковки с фюзеляжем
и крепления стоек основных опор шасси и закрылков усилен Г-об-
разными профилями, накладными листами и стойками. На участ-
ках между нервюрами 4 и 7 задний лонжерон усилен мощной штам-
пованной рамой. К каждому лонжерону прикреплено по два сило-
вых кронштейна 12 под болты стыка с фюзеляжем. На заднем
лонжероне по нервюре 3 установлен узел крепления монорельса,
по нервюре 4 монорельс крепится к раме лонжерона.

К внешним частям полок заднего лонжерона крепятся хвосто-
вики 5 и 6 центроплана. Крепление аналогично креплению носка.
В местах крепления профилей 7 разъема полки лонжеронов значи-
тельно развиты. К стенкам лонжеронов в этих местах приклепыва-
ются Г-образные стойки, с помощью которых производится стыков-
ка центроплана со средней частью крыла по стенкам лонжеронов.
На полках лонжеронов установлены фитинги для стыковки со сред-
ней частью кр-ыла.

Нервюры центроплана состоят из трех частей: носка, средней
части и хвостовика. Средняя часть нервюры 3 состоит из сплошной
стенки, подкрепленной стойками, и поясов из прессованных про-
филей. Все нервюры центроплана, за исключением цельноштампо-
ванных (пятой и шестой), крепятся к стенкам лонжеронов прессо-
ванными профилями. К панелям центроплана нервюры крепятся
кницами. На нервюрах 7 установлены кронштейны 12 стыковки
центроплана с фюзеляжем, на нервюрах 4 — опорные узлы под
аэродромные гидроподъемники, на нервюрах 3 и 4 — узлы крепле-
ния закрылков, а на нервюрах 5 и 6 — узлы крепления двигателей
и шасси.

Стрингеры центроплана участвуют в работе крыла на изгиб,
подкрепляют обшивку при работе ее на сжатие. Стрингеры панелей
центроплана двутаврового и таврового сечений изготовлены заодно
с обшивкой фрезерованием плит, получаемых горячей прокаткой.
Поверхность панели фрезеруют на специальных копировально-фре-
зерных ста'нках. Сечение стрингеров переменно по размаху центро-
плана. Тавровые стрингеры установлены на панелях по всему их
поперечному сечению. К двутавровым стрингерам несъемных пане-
лей крепятся на болтах и анкерных гайках съемные панели по
размаху центроплана.

В верхней части центроплана размещены три панели, одна из
которых съемная 2 установлена на болтах и анкерных гайках,
а две несъемные 1 прикреплены к нервюрам и лонжеронам. Съем-
ная панель состоит из двух частей, которые стыкуются в райо-
не оси самолета по профилям разъема болтами. Панели 2 кре-
пятся к профилю разъема 17 болтами 18 и 19, как показано на
рис. 29, б.

Распорная втулка 20, установленная между элементами стрин-
гера 21 и профиля разъема 17, разгружает их от высокого уровня
напряжений. На верхней передней несъемной панели / размещены
два люка заливных горловин топливных баков. Отверстия люков
усилены окантовками.

Носок центроплана (сечение А—Л) состоит из обшивки 16,
гофра, прикрепленного к обшивке с внутренней стороны, верхнего
и нижнего поясов Т-образного сечения и набора диафрагм. Но-
сок крепится болтами 15 к полкам переднего лонжерона 11 и к си-
ловым диафрагмам на анкерных гайках 13. Увеличение жесткости
носка достигается установкой профиля 14. В передней части носка
верхняя и нижняя половины гофра образуют профилированную
щель, в которую через микроэжекторы подается горячий воздух.
В нижней части расположены откидные люки 9 для доступа к аг-
регатам топливной и противообледенительной систем. Панель за-
крывается самоконтрящимися винтовыми замками.
и стойки основной опоры

Рис. 30. Узлы крепления силовой фермы двигателя
шасси самолета

Хвостовая часть 5 центроплана выполнена из химически
фрезерованной обшивки переменной толщины, набора штампован-
ных из листового материала нервюр и нижних откидных панелей 6.
Панель состоит из обшивки и штампованного листового каркаса,
соединенного с обшивкой точечной сваркой. Откидные панели
к хвостовой части центроплана крепятся винтовыми замками. Креп-
ление хвостовой части центроплана к кессонной осуществлено за-
клепками по полкам заднего лонжерона. В хвостовой части центро-
плана между нервюрами 4 и 7 сделаны вырезы для гондол двига-
телей.

Узлы крепления фермы двигателя и стоек основных опор шасси
(рис. 30) 2 и 3 крепятся на болтах к переднему лонжерону п нер-
вюрам 5 и 6. К заднему лонжерону 5 на этих же нервюрах крепятся
задние узлы 3 крепления основных опор шасси. Верхние узлы фермы
двигателя крепятся на болтах к узлу 1 и переднему лонжерону 4,
а нижние — к узлам / и 2. Таким образом, усилия от фермы двига-
теля передаются одновременно на узел 1 и передний узел 2 креп-
ления основных опор шасси и от них — на силовой контур крыла.

Средняя часть крыла (рис. 31) стыкуется по профилям 2 и 8
разъема с центропланом и отъемной частью крыла. Лонжероны
13 и 7 средней части крыла — балочного типа. Они изготовлены
из полок таврового сечения и стенок, усиленных прессованными
дюралюминиевыми стойками. Полки изготовлены из прессованных
профилей, механически обработанных для получения переменного
сечения по длине. В стенках лонжеронов расположены окантован-
ные отверстия под трубопроводы от насосов топливной системы,
дренажные отверстия и отверстия для установки крана централи-
зованной заправки топливом.

Нервюры средней части крыла аналогичны нервюрам центро-
плана. Типовая нервюра состоит из носка, средней части и хвосто-
вика. Средняя часть нервюры подкреплена полками, стенки — стой-
ками. Между стойками просечены в два ряда круглые отверстия,
края которых зигованы для увеличения жесткости стенки в местах
просечки. Нервюры 8 и 10 усиленные, так как к ним крепятся узлы
монорельсов.

На стенках нервюр 7 и по окружности имеются приливы,
в которые вворачиваются шпильки. Герметизация разъема по
крышке 9 достигается установкой между крышкой и окантовкой
паронитовой прокладки.

Панели. На средней части крыла установлены одна нижняя
несъемная панель, две верхние несъемные панели 1 и 3 и одна
верхняя съемная панель 4. Стрингеры панелей средней части крыла
таврового и двутаврового сечений приклепываются к обшивке.
Поперечное сечение стрингеров по размаху переменно.

Съемные панели расположены на верхней поверхности крыла
между третьим и седьмым стрингерами и крепятся к ним болтами
с анкерными гайками. Под головки болтов подкладываются рези-
новые кольца. Между лонжеронами и съемной панелью на верхней
поверхности крыла размещены несъемные панели, а на нижней
поверхности крыла между лонжеронами расположена сплошная
несъемная панель.
Рис. 32. Стыковка крыла:

а — средней части с центропланом; б — сред-
ней части с отъемной частью крыла

В обшивке верхних пане-
лей имеются люки под топ-
ливомеры, заливная горло-
вина и отверстие для выво-
да трубопровода дренажа.
В нижней панели размеще-
ны люки сливного крана и
подкачивающего насоса.

Средняя часть крыла ис-
пользуется в качестве топ-
ливного бака. Герметизация
бака обеспечивается техно-
логическим процессом изго-
товления каркаса из лонже-
ронов и нервюр, изготовле-
нием панелей из обшивки и
стрингеров и сборкой этих
агрегатов в бак-кессон, с
проведением внутришовной
и поверхностной герметиза-

ции. Швы и стыки бака-кессона герметизируются прокладкой
жгутов в зонах стыка и нанесением нескольких слоев герметика
УЗОМЭС-5 по жгутам и головкам заклепок. Технологически герме-
тизация внутренних поверхностей бака-кессона выполняется в не-
сколько этапов: вначале герметизируются стыки и швы, а затем
весь кессон.

В передней части крыла — носке расположены элементы 12 и /5
противообледенительной системы, агрегаты топливной системы.
Подход к ним обеспечивается через люки, закрытые крышками 11.

Хвостовая часть 5 и откидная панель 6 средней части крыла
образуют нишу, в которой располагается внешний закрылок. Носок
и хвостовая часть по конструкции аналогичны соответствующим
частям центроплана.

Средняя часть крыла соединяется с центропланом (рис. 32, а}
по всему профилю крыла, однако силовая часть стыка проходит
лишь по контуру кессона. Стыковка их производится по верхней
панели кессона болтами диаметром 10 мм, по нижней панели кес-
сона— болтами диаметром 16 мм, по передней 3 и задней стенкам
лонжеронов, подкрепленных стойками 6—болтами 5 диаметром
6 мм. По верхнему поясу переднего лонжерона они стыкуются бол-
тами диаметром 10 мм, по верхнему поясу заднего лонжерона —
болтами диаметром 12 мм, а по нижним поясам лонжеронов — бол-
тами диаметром 16 мм. Болты изготовлены из высокопрочной леги-
рованной стали 40ХНМА с пределом прочности на растяжение
НО—125 кге/мм2.

Стыковка средней части 4 крыла с центропланом / по профи-
лям разъема производится укладкой болтов в колодцы с пазами
для болтов и гаек. Профили разъема крепятся к поясам лонжеро-
нов, стрингеров и обшивке болтами и заклепками. В полете верхние
профили разъема работают на сжатие, поэтому они соединяются
болтами диаметром 10 мм, а нижние профили, работающие на ра-
стяжение, соединены болтами диаметром 16 мм.

Передача усилий сжатия со средней части крыла на центро-
план обеспечивается упором профилей разъема в фитинги и про-
фили разъема на центроплане. Аналогично производится стыковка
средней части крыла 4 по профилям разъема 8 и лонжеронам, уси-
ленным (рис. 32, б) стойками 11 с отъемной частью крыла 10.
В колодцы вкладываются бобышки 9. Сверху и снизу стык закры-
вается дюралюминиевой лентой 7, которая крепится к крылу бол-
тами 11.

Отъемная (концевая) часть крыла (рис. 33) конструктивно вы-
полнена аналогично центроплану и средней части крыла. Внут-
ренний объем этой части крыла не используется для размещения
топлива и поэтому не герметизируется. Отъемная часть со средней
частью крыла стыкуется по профилю разъема 3 и концевым стой-
кам лонжеронов.

На стенке 5 переднего лонжерона расположены отверстия 6
для выхода теплого воздуха из носка отъемной части крыла в об-
текатель крыла. На стенке заднего лонжерона установлены узлы
подвески элеронов. Стенки лонжеронов подкреплены стойками 4.

Нервюры отъемной части крыла балочного типа и по конст-
рукции аналогичны нервюрам средней части крыла. Нервюры 13,
16, 18 и 21, установленные в местах подвески элеронов, усилены
кницами, соединяющими нервюры с полками лонжеронов.

Панели так же, как и на остальных частях крыла, делятся
на съемные и несъемные. Съемная панель 2 расположена на верх-
ней поверхности крыла между стрингерами 3 и 7. Остальная часть
крыла между лонжеронами зашита несъемными технологическими
панелями 1. В обшивке левой верхней панели расположен люк для
установки радиокомпаса. Панели изготовлены из дюралюминиевых
листов, подкрепленных стрингерами таврового сечения.

Концевой обтекатель крыла крепится болтами к по-
ясам нервюры 23. Он состоит из обшивки, носка, диафрагм и легко-
Рис. 34. Схема выпуска закрылка в средней части крыла

съемного обтекателя аэронавигационных огней, который крепится
к обтекателю двумя болтами. Носок и хвостовая часть
отъемной части крыла по конструкции аналогичны соответствую-
щим частям центроплана и средней части крыла. В нижней части
носка у нервюры 12 имеется откидной люк для доступа к противо-
обледенительной системе.

Закрылки. На крыле самолета установлено четыре закрылка.
Схема выпуска закрылка показана на рис. 34. При отклонении за-
крылка на 15 или 38° между хвостовой частью крыла /, дефлекто-
ром и закрылком 3 или 4 образуется двойная профилированная
щель. На позиции 2 закрылок показан в убранном положении.

Закрылок состоит из обшивки, нервюр и одного лонжерона.
Нервюры — разрезные и стыкуются по лонжерону. Верхняя полка
лонжерона имеет вырезы в зоне монорельсов. В вырезах крепятся
штампованные узлы, связывающие полки лонжеронов. На лонже-
роне каждого закрылка установлены два кронштейна для крепле-
ния подъемников и четыре кронштейна для крепления кареток.

Рис. 35. Каретка закрылка

Каретка (рис. 35) состоит
из двух штампованных рам 6,
соединяемых через распор 2
болтами. Между рамами на
осях 3 установлены игольча-
тые подшипники 5 в корпу-
се 4, которые при выдвижении
катятся по полкам монорельса.
Каретка крепится к кронштей-
ну закрылка четырьмя болта-
ми. Верхние передние ролики
установлены на качающихся и
свободно ориентирующихся ка-
ретках 1. На монорельсе 4
(рис. 36) на каретках 7 уста-
новлен закрылок 5 с дефлек-
тором 6.

Монорельс 4 представляет
собой изогнутый стальной дву-
тавровый профиль. Внутрен-
няя и наружная поверхности нижней полки монорельса отшлифо-
ваны и хромированы. На монорельсе имеется проушина для креп-
ления к кронштейну 8, установленному на заднем лонжеро-
не / крыла, и ухо для крепления двутаврового подкоса 3 с рас-
косом 2.

Начиная с 1966 г., центропланные закрылки устанавливаются
без монорельсов. В центропланном закрылке новой конструкции
нет дефлектора, который должен создавать профилированную щель
для воздушного потока, обтекающего закрылок. Закрылок не вы-
двигается, а только отклоняется на взлетный угол 15° и посадоч-
ный — 38°.

Упрощение конструкции и системы управления центропланными
закрылками позволило без существенного изменения аэродинамиче-
ских характеристик значительно уменьшить массу конструкции
и снизить стоимость изготовления.

В систему механизации центропланной части крыла (рис. 37)
входят: закрылок /, щиток 2, винтовой подъемник 3, тяга 4 щитка,
качалка 5, направляющая 7 качалки и кронштейн 8 навески за-
крылка.

Закрылок вращается относительно оси, установленной в крон-
штейне 8, при возвратно-поступательном перемещении наконечника
(подъемника 3), кинематически связанного с кронштейном на за-
крылке. При опускании закрылка вниз ролик 6, установленный на
качалке 5, поднимается по пазу направляющей вверх. При этом
качалка 5 вращается относительно оси против часовой стрелки
и опускает тягу 4 вниз с некоторым угловым перемещением по ча-
совой стрелке.

Щиток 2, кинематически связанный с тягой 4 кронштейном,
поворачивается относительно своей оси и образует профилирован-
ную щель между закрылком и крылом.

Рис. 36. Установка монорельсов закрылка
После поворота закрылка на 10—12° ролик 6 выходит на по-
верхность направляющей, образованную радиусом, равным рассто-
янию от оси вращения закрылка до радиальной части направляю-
щей. Поскольку при дальнейшем отклонении закрылка расстояние
между осями закрылка и ролика остается неизменным, то ролик
только обкатывается по направляющей и щиток 2 вместе с кине-
матическими звеньями 4 и 5 остается неподвижным. При уборке
закрылков ролик 6 заходит в паз направляющей 7, и дальнейшее

а)

Рис. 37. Схема уборки и выпуска закрылка в центроплановой части крыла:
а — закрылок убран; б — закрылок выпущен на 1э“; е — закрылок выпущен на 38°
перемещение щитка 2 обус-
ловливается профилем верх-
ней части паза.

Элероны (рис. 38). Для
исключения больших шар-
нирных моментов в системе
управления элеронами, ко-
торые могут возникнуть
вследствие деформаций кры-
ла под действием аэродина-
мических сил, каждый эле-
рон сделан разрезным и со-
стоит из двух секций: конце-
вой / и корневой 2. Для об-
легчения управления на
секциях элеронов установ-
лены сервокомпенсаторы 4.
Балансировка элеронов про-
изводится триммером 3.

В силовой набор элерона
цовка 10 и обшивка,

Рис. 38. Схема навески элеронов

входят лонжерон, нервюры 9, закон-
выполненные из дюралюминиевых сплавов.
В местах установки кронштейнов навески элеронов и кронштейнов

навески триммеров и сервокомпенсаторов нервюры и лонжерон

усилены накладками и кницами.

Элерон подвешен на ушках <8 кронштейнов 5, ушко 8 входит в
проушину 7, закрепленную на кронштейне 6. Ушко 8 из стали
ЗОХГСЛ крепится четырьмя болтами к кронштейну 5, выполненно-
му из материала ЛК-6.

Корневая 1 и концевая 2 секции элерона соединяются между
собой осями. Один из концов оси вворачивается в кронштейн кор-
невой секции элерона, а второй входит в шариковый подшипник
кронштейна концевой секции элерона. Этим достигается свобода
перемещения одной секции относительно другой, что исключает
деформации элерона и узлов навески.

На нижней части носка корневой секции левого элерона уста-
новлен на петлях люк для доступа к механизму управления трим-
мером. К носкам нервюр по размаху элерона крепится сталь-
ной балансир, которым создается стопроцентная весовая балан-

сировка.

Триммер элерона состоит из лонжерона, набора нервюр и об-
шивки, изготовленных из стеклоткани и пенопласта, и крепится

к элерону на трех узлах.

Сервокомпенсатор по конструкции аналогичен триммеру. Во
избежание попадания влаги внутрь триммера и сервокомпенсатора
их узлы навески, болты, вилки и стыки между накладками герме-
тизируются.

Элероны, кроме весовой балансировки, имеют осевую и аэро-
динамическую компенсацию.
Оперение

Оперение самолета (рис. 39) — свободнонесущее, однокилевое,
металлической конструкции. Оно состоит из горизонтального и вер-
тикального оперения.

Горизонтальное оперение включает стабилизатор 11,
руль высоты 10 и триммер 9 руля высоты. Угол поперечного V го-
ризонтального оперения равен +9°.

Вертикальное оперение включает киль 4, руль направ-
ления 7, пружинный сервокомпенсатор 8, триммер 6, форкиль 1
и подфюзеляжные гребни 12.

Стабилизатор состоит из двух симметричных отъемных половин
(консолей), каждая из которых имеет верхнюю и нижнюю техно-
логические клеесварные панели, съемный носок, хвостовую часть
и концевой обтекатель.

Лонжероны и нервюры стабилизатора состоят из верхних и ниж-
них половин. Лонжероны и концевая нервюра состыкованы по
стенкам в плоскости хорд. Верхние полулонжероны и полунервюры
входят в конструкцию верхних панелей, нижние полулонжероны
и полунервюры — в конструкцию нижних панелей. Верхняя и ниж-
няя панели стабилизатора состоят из продольного и поперечного
силовых наборов и обшивки.

Продольный силовой набор панели образован двумя полулон-
жеронами и пятью стрингерами. Стрингеры прикреплены к обшивке
точечной электросваркой на клею (после сварки весь набор покры-
вается грунтом). Обшивка выполнена из дюралюминиевых листов
толщиной 1 мм и приклепана к нервюрам и лонжеронам.

На задних лонжеронах консолей стабилизатора, подкрепленных
Т-образным профилем по нервюрам 2, 7 и 11, установлено по три

узла для навески руля высоты.

На нижней части стабилизатора, за нервюрой 3, между стрин-
герами 3 и 4 в обшивке имеются два люка для подхода к антенне

Вырезы люков окантованы накладками.

радиовысотомера.

Рис. 39. Оперение

Поперечный силовой на*
брр стабилизатора состоит
из трех силовых и девяти
типовых полунервюр, конце-
вой и корневой нервюр.

Съемный носок каждой
консоли стаблизатора рас-
положен между нервюрами
1—13 и состоит из обшивки,
гофра, приклепанного к об-
шивке, и набора диафрагм.
В передней части верхняя и
нижняя части гофра обра-
зуют профилированную
щель, в которую через мик-

роэжекторы подается горя*
чин воздух. Пройдя ро каналам гофра, воздух выходит в атмосфе-
ру через жалюзи концевого обтекателя стабилизатора. Обшивка
носка и внутренний гофр выполнены из листового дюралюминия.
Носок крепится к стабилизатору винтами с анкерными гайками
по переднему лонжерону и нервюрам 1 и 13.

Концевой обтекатель консоли стабилизатора изготовлен из ли-
стового дюралюминия и усилен семью диафрагмами. С нижней
стороны обтекателя имеются жалюзи для выхода теплого возду-
ха, обогревающего носок стабилизатора. Обтекатель крепится вин-
тами к концевой нервюре стабилизатора.

Консоли стабилизатора стыкуются с фюзеляжем по лонжеронам
с помощью фитингов и болтов. Фитинг каждого полулонжерона
крепится к ответному узлу фюзеляжа на шпангоутах № 43 и 45
двумя болтами. Кроме того, к шпангоутам крепятся болтами фи-
тинги корневых нервюр, связанные также болтами с лонжеронами.
Гнезда фитингов полулонжеронов на верхней поверхности стабили-
затора после установки и затяжки болтов заполняются смазкой
ЦИАТИМ-201 или техническим вазелином и закрываются крышка-
ми на винтах.

Стыки консолей стабилизатора с фюзеляжем по передней
и нижней кромкам закрыты зализами, изготовленными из листового
дюралюминия. Зализы крепятся винтами к обшивке фюзеляжа
и стабилизатора.

Руль высоты, как и стабилизатор, состоит из двух половин,
каждая из которых имеет две технологические клеесварные панели,
соединенные в плоскости хорд, законцовочный профиль и балку
для навески триммера.

Клеесварная панель состоит из полулонжерона, двадцати двух
полунервюр, обшивки и балансировочного груза. Полулонжерон
выполнен из пояса уголкового сечения, бульбостойки с продольны-
ми отверстиями для стыкового шомпола и стоек-книц для крепле-
ния нервюр. Верхний и нижний полулонжероны соединяются меж-
ду собой заклепками.

Полунервюры выштампованы из листового дюралюминия. Нер-
вюры 1, 1а, 16, корневая 1 и концевая — клепаные. Корневые
нервюры 1 устанавливаются после соединения обеих панелей и кре-
пятся к обшивке заклепками. На корневой нервюре имеется фланец
управления рулем.

Обшивка панели выполнена из дюралюминиевых листов толщи-
ной 0,8 мм, химически фрезерованных до 0,45 мм. Хвостовики по-
лунервюр крепятся к обшивке точечной электросваркой на клею,
носки полунервюр и нервюр, пояса лонжеронов — заклепками.
В обшивке носка каждой половины руля высоты имеются три вы-
реза для кронштейнов навески руля.

Грузы весовой балансировки, кроме груза, расположенного
в корневой части руля, выполнены из двух половин, состыкованных
болтами в плоскости хорд, и крепятся к обшивке и нервюрам за-
клепками. Груз корневой части руля высоты для регулировки мас-
сы при балансировке выполнен цельным, сверху закрыт обтекате-
z

Рис. 40 Стыковка киля с фюзеляжем

леи из листового дюралюминия. Груз и обтекатель — съемные,
крепятся к рулю болтами.

Собранные панели руля высоты стыкуются между собой по
полулонжеронам шомполами, вкладываемыми в отверстия бульбо-
стенок, по носкам — болтами, стягивающими балансировочные гру-
зы, и по задней кромке — законцовочным профилем из магниевого
сплава, установленным между нервюрами 3—13.

Триммер руля высоты состоит из дюралюминиевого лонжерона
швеллерного сечения, нервюр из пенопласта и стеклоткани, пено-
пластового заполнителя, стальных балансировочных грузов и стек-
лотканевой обшивки. Обшивка триммера к каркасу приклеивается.
Триммер крепится к рулю высоты на узле, установленном на балке
руля, и двух кронштейнах по нервюрам 3 и корневой.

Киль состоит из левой и правой технологических клеесварных
панелей, съемного носка, хвостовой части и концевого обтекате-
ля 5. Конструктивно киль выполнен аналогично стабилизатору.

Обшивка киля изготовлена из дюралюминиевых листов толщи-
ной 1 мм, химически фрезерованных до 0,7 мм по нервюру 8 и до
0,5 мм до нервюры 14. На обеих панелях киля между нервюрами 10
и 11, 12 и 13 на участках стрингеров 2 и 3 в обшивке имеются
люки для радиоантенн, вырезы их окантованы накладками.

Концевой обтекатель киля состоит из обшивки и набора ди-
афрагм, выполненных из стеклоткани. Обтекатель крепится винта-
ми к поясу концевой нервюры. По бокам обтекатель имеет жалюзи
для выхода воздуха, обогревающего носок киля.

Стыковка киля с фюзеляжем (рис. 40) осуществляется по пе-
реднему лонжерону 1 на шпангоуте № 40 и по заднему лонжерону 2
на шпангоуте № 43 (поз. 4). В узел стыковки по переднему лонже-
рону / входят фитинги 5 на лонжероне 1 и узлы / (см. рис. 20) на
шпангоуте № 40. В уЦл стыковки по заднему лонжерону 2 (см.
рис. 40) входят фитинги 6 на заднем лонжероне и балка 7 (см.
рис. 21). Соединение осуществляется болтами 3 (см. рис. 40).

Руль направления конструктивно выполнен так же, как руль
высоты. Он состоит из левой и правой технологических панелей,
надстройки и гнутого профиля для навески триммера и пружинного
сервокомпенсатора. Конструкция панелей руля направления и их
соединение аналогичны конструкции и соединениям панелей руля
высоты и отличаются только тем, что хвостовики нервюр руля на-
йравления приклепаны к обшивке. Обшивка обработана химиче-
ским фрезерованием в носовой части до 0,4 мм, в хвостовой — до
0,35 мм.

Балансировочный груз корневой части руля крепится к обшивке
и нервюрам заклепками. Внутри руля к этому грузу между нервю-
рами 1 и 1а на болтах крепится груз для регулировки массы при
балансировке.

На корневой нервюре руля направления установлен штампо-
ванный узел с выступами для ограничения отклонения руля
и гнездами для штыря механизма стопорения и подшипника вала
управления. Гнездо под второй подшипник вала управления рас-
положено на штампованном кронштейне нервюры 1.

Законцовка руля направления состоит из обшивки, выполнен-
ной из стеклоткани, бобышек, нервюр из пенопласта и стеклоткани
и крепится к концевой нервюре руля на винтах.

Профиль для крепления триммера и сервокомпенсатора — швел- •
лерного сечения и выполнен из дюралюминия. В обшивке носка
руля направления имеются три выреза для кронштейнов навески.

Узлы навески руля направления установлены на заднем лон-
жероне киля по нервюрам 28 и 13. По конструкции они аналогич-
ны узлам навески руля высоты.

Пружинный сервокомпенсатор и триммер руля направления
выполнены конструктивно одинаковыми. Сервокомпенсатор распо-
ложен на участке от корневой нервюры до нервюры 7, триммер —
между нервюрами 7—14. Совмещенный триммер-сервокомпенса-
тор расположен на участке от корневой до нервюры 11. Конструк-
тивно сервокомпенсатор и триммер руля направления аналогичны
триммеру руля высоты. Сервокомпенсатор и триммер крепятся
к балке руля на пяти узлах каждый.

Форкиль имеет в сечении треугольную форму и состоит из дю-
ралюминиевой обшивки толщиной 0,8 мм (химически фрезерован-
ной до 0,5 мм между диафрагмами), продольных стрингеров, за-
концовки и продольного гнутого профиля. Диафрагмы крепятся
к обшивке заклепками, а стрингеры приварены точечной электро-
сваркой на клею. К задней диафрагме на винтах и анкерных гай-
ках крепится зализ, закрывающий стык форкиля с килем.

Форкиль крепится к обшивке фюзеляжа дюралюминиевыми
уголками, прикрепленными на герметике одной стороной к обшив-
ке форкиля, другой — к обшивке фюзеляжа. Зализ 2 стыка форки-
ля 1 с килем 4 (см. рис. 39) представляет собой дюралюминиевую
обшивку, подкрепленную дюралюминиевыми профилями и диаф-
рагмами.	/

Подфюзеляжные гребни установлены в нижней части фюзеляжа
за шпангоутом № 40. В продольном Течении гребень имеет тре-
угольную форму. Обшивка выполнена из дюралюминиевых листов
толщиной 0,6—0,8 мм. Стык гребня с фюзеляжем герметизирован
для предотвращения попадания влаги внутрь гребня. Дренаж внут-
ренней полости гребня осуществляется через десять дренажных
отверстий.

Защитные покрытия. Для защиты от коррозии наружных поверх-
ностей обшивки фюзеляжа, крыла, мотогондол и оперения применя-
ются эмали С-38, ЭП-140, лаки ВЛ-02, АК-ПЗф, АС-16 и грунты
АК-070, АК-069.

Внешняя поверхность самолета, а также выходящие на наруж-
ный контур прессованные панели, магниевые и стальные детали
покрываются одним слоем грунта АК-070 и 2—3 слоями эмали
С-38.

Опознавательные знаки покрываются эмалью С-38 соответ-
ствующего цвета. На зоны мотогондол, подвергающиеся воздейст-
вию выходящих из двигателя горячих газов, наносится один или два
слоя эмали ЭП-140. Обогреваемые носки крыла, стабилизатора,
киля, центроплана покрываются одним слоем лака АС-16 или дву-
мя слоями лака АС-82.

Во избежание коррозии внутренних элементов конструкции
выполнен ряд конструктивно-технологических мероприятий. Основ-
ными из них являются: герметизация узлов и деталей, сверловка
дренажных отверстий для слива конденсата, изоляция отдельных
отсеков, подверженных активному воздействию коррозии, от ос-
тальных частей фюзеляжа, установка бобышек и т. д.

Герметизация нижних частей шпангоутов № 11 и 37 достигнута
установкой пенопластовых бобышек в местах прохождения стрин-
геров от 0 до 12-го включительно. Зазоры между' бобышками,
стрингерами и шпангоутами залиты герметиком УЗОМЭС-5.

Отсек подпольной части между шпангоутами № 30—35 и стрин-
герами 1—12 по правому борту изолирован установкой стенки по
стрингеру 1 и пенопластовых бобышек в местах прохождения
стрингеров так же, как на шпангоутах № 11 и 37. Для дренажа
подпольного пространства в нижней части кабины просверлено
девять дренажных отверстий диаметром 5 мм.

Металлизация самолета обеспечивает надежную однопроводную
систему' электросети с использованием корпуса самолета в качест-
ве второго провода и устраняет появление в полете между отдель-
ными частями самолета электрических разрядов.

Основными элементами металлизации являются металлические
перемычки, статические разрядники и экранировка.

Металлические перемычки изготовлены из медной плетенки,
которая с обеих сторон заделана в латунные наконечники с от-
верстиями под крепежные болты. Кроме того, металлизация осу-
ществлена крепежными (заклепки, болты) и установочными (хо-
муты, колодки) деталями между элементами, которые неподвижны
относительно друг друга.

Перед установкой перемычек, крепежных и установочных де-
талей металлизацию и места крепления тщательно зачищают и по-
крывают для защиты от коррозии бесцветным лаком.

Для выравнивания потенциала между самолетом и атмосферой
на самолете установлены разрядники в тех зонах, где наблюдается
наибольшая напряженность электрического поля: по одному на
каждой законцовке крыла, стабилизатора и одпн на законцовке
киля.

Накопление заряда статического электричества происходит,
в основном, за счет электризации корпуса самолета. Величина за-
ряда зависит от скоростного напора и атмосферных условий и мо-
жет достигать нескольких сот киловольт.

Снятие электростатического заряда при посадке самолета
осуществляется металлическими метелками, установленными на
стойках основных опор шасси.

Снятие зарядов статического электричества на стоянке осущест-
вляется, кроме метелок, штырем, установленным в кормовой части
фюзеляжа между подфюзеляжными гребнями.

Основные рекомендации по техническому обслуживанию
агрегатов планера

Уход за защитными покрытиями фюзеляжа, крыла и оперения.
Для сохранения защитных покрытий агрегатов самолета (крыла,
фюзеляжа и оперения) необходимо тщательно следить за ними как
во время проведения регламентных работ, так и при стоянке са-
молета.

Поверхность самолета следует очищать от пыли мягкой щеткой
или чистой сухой тряпкой. Мыть самолет при плотном прилегании
крышек и люков разрешается из шланга под давлением не более
0,5 кгс/см2. Попадание воды внутрь самолета не допускается. Если
вода все же попадает во внутренние отсеки, влажные детали само-
лета необходимо быстро и тщательно вытереть ветошью или специ-
альными салфетками. Кроме того, следует выяснить причины
негерметичности крышек и люков и устранить их. Влажную поверх-
ность самолета вытирают насухо ветошью, не допуская высыхания
влаги на лакокрасочном покрытии.

В случае обледенения поверхности самолета разрешается уда-
лять лед обдувом струей горячего воздуха температурой не выше
45° С (герметическая часть самолета) и струей температурой не
выше 70° (остальные поверхности).

Масляные пятна с поверхностей самолета удаляют ветошью,
смоченной в неэтилированном бензине Б-70, затем протирают по-
верхность сухой ветошью без нажима.
После полета необходимо обращать особое внимание на состоя-
ние обшивки крыла и закрылков, обдуваемой горячими газами,
а также в местах сливов и дренажей. /

Выявленные повреждения лакокрасочных покрытий самолета
немедленно восстанавливают, так как несвоевременное проведение
этой операции может привести к коррозии металла и ослаблению
конструкции.

Лакокрасочные покрытия восстанавливают в ангарных условиях
при температуре не менее 12° С и относительной влажности не вы-
ше 75%, причем наносить их на поверхность самолета желательно
пульверизатором. Предварительно поврежденный участок очищают
от коррозии и поврежденного лакокрасочного покрытия наждач-
ным полотном № 220. Продукты очистки удаляют волосяной щет-
кой, затем поврежденный участок протирают чистой салфеткой,
смоченной в бензине Б-70 или уайт-спирите, после чего зачищенную
поверхность просушивают в течение 30 мин. Грубая зачистка ме-
таллических поверхностей ухудшает их способность сопротивлять-
ся коррозии, так как риски после зачистки благоприятствуют ее
возникновению.

Защитные покрытия выступающих частей болтов и гаек восста-
навливают так же, как и защитные покрытия деталей и поверхно-
стей из алюминиевых сплавов.

Отличие заключается лишь в том, что обезжиривают их дву-
кратной протиркой салфетками, смоченными в бензине Б-70, с по-
следующей протиркой сухой салфеткой и обдувом сухим сжатым
воздухом.

Если головки болтов с поврежденными покрытиями выступают
над наружной поверхностью, то после грунтования двумя слоями
грунта АК-070 их покрывают плотным слоем эмали НС-38 с после-
дующей просушкой при температуре 10—15° С в течение 3 ч. Если
же стальные болты находятся в соединении с деталями из магние-
вых сплавов, то защитные покрытия восстанавливают с помощью
грунта АК-070 и перхлорвиниловой эмали как на стальных, так
и на магниевых деталях.

Детали из магниевых сплавов вследствие своих физико-хими-
ческих свойств сильнее подвергаются коррозии под воздействием
солей и кислот. Коррозия на деталях из магниевых сплавов может
появиться как на поверхностях, покрытых защитными покрытиями,
так и на деталях, не имеющих покрытий. Коррозия под лакокрасоч-
ным покрытием обнаруживается обычно по вспучиванию защитного
покрытия. Эксплуатация самолетов с нарушенными защитными по-
крытиями на деталях из магниевых сплавов запрещается. При по-
падании растворов солей, щелочей или пены из огнетушителя де-
тали из магниевых сплавов необходимо тщательно промыть теп-
лой водой, просушить и протереть салфетками, смоченными в
бензине Б-70.

Детали, сильно пораженные коррозией, подлежат замене. За-
меняют также детали, на которых неоднократно наблюдалось по-
явление коррозии, так как это свидетельствует о загрязненности
сплава посторонними примесями, способствующими развитию кор-
розии.

Уход за обшивкой герметической части фюзеляжа. В эксплуа-
тационных подразделениях следует принимать меры по предупреж-
дению появления механических повреждений обшивки фюзеляжа.
Особую осторожность необходимо проявлять при загрузке само-
лета, установке трапа, установке самолета на подъемники и при
других работах по техническому обслуживанию. Все приспособле-
ния (стремянки, трапы и др.), которые в процессе их использования
соприкасаются с обшивкой фюзеляжа, должны иметь в местах со-
прикосновения мягкую обивку.

Необходимо установить строгий и повседневный контроль за
состоянием обшивки самолета, обращая особое внимание на сты-
ковочные швы и места вырезов под окна и двери.

При обнаружении царапин, забоин и вмятин замеряют их глу-
бину с помощью специального приспособления. Все царапины, рис-
ки и потертости глубиной до 0,1 мм зачищают и покрывают лако-
красочными покрытиями. Если глубина царапины превышает
0,1 мм, обшивку ремонтируют согласно бюллетеню типового ремон-
та самолета Ан-24.

Каждый случай повреждения обшивки, связанный с ремонтом,,
отмечают в формуляре самолета с указанием даты и характера
повреждения.

Уход за органическими стеклами. Стекла фонаря кабины эки-
пажа и окон пассажирской кабины необходимо предохранять от
ударов и механических повреждений, а во время стоянки самолета
они должны быть защищены от воздействия влаги и солнечных’
лучей. Стекла нельзя подвергать действию органических раствори-
телей и их паров (ацетона, бензола, дихлорэтана, этилового спир-
та), вызывающих появление на поверхности стекла «серебра».

При уходе за органическими стеклами руководствуются следую-
щими правилами:

для предохранения от воздействия солнечных лучей, дождяг
снега, пыли и механических повреждений стекла кабины экипажа
на стоянках закрывают чехлами;

перед зачехлением самолета чехлы тщательно отряхивают от
песка и пыли, а также очищают щетками (волосяными, пластмас-
совыми или травяными), особенно со стороны, обращенной
к стеклу;

при попадании на стекла грязи и пыли их протирают чис-
той мягкой тканью, смоченной в воде и слегка отжатой, а затем
сухой;

после удаления со стекол грязи и пыли жировые пятна снимают
мягкой тканью, предварительно смазанной тонким слоем пасты
ВИАМ-2 (312 СМТУ); если пасты нет, стекла протирают тканью,,
смоченной в мыльной воде (3—5%-ном растворе), затем влажной
и, наконец, сухой тканью. При температуре ниже 5° С разрешает-
ся протирать стекла тканью, смоченной неэтилированным бен-
зином Б-70.
На органических стеклах допускаются:

неглубокие царапины — риски (но не в виде сплошной сетки)
глубиной не более 0,1 мм;

поверхностные мелкие трещины («серебро») в виде цепочки
длиной не более 60 мм при длине каждой трещины до 6 мм и в ко-
личестве не более одной цепочки на одном стекле или отдельные
пятна площадью до 2 см2 каждое в количестве не более трех по
всей поверхности одного стекла;

мелкие заколы и забоины на поверхности органического стек-
ла, появляющиеся в результате воздействия песчано-гравийной
пыли при рулении самолета;

механические повреждения, которые встречаются в виде от-
дельных рассредоточенных единичных и групповых очагов и не
влияют на снижение прочности и прозрачности стекла и имеют
глубину не более 0,1 мм.

При появлении «серебра» необходимо следить за его развитием.
Если оно увеличивается и поражает стекло во многих местах и если
общая поверхность поражения превышает 6 см2 или появляется
цепочка Длиной более 60 мм, стекло заменяют.

При большом количестве царапин, значительно ухудшающих
прозрачность, стекло полируют вручную тампонами гигроскопи-
ческой ваты с небольшим количеством пасты ВИАМ-2 сначала
вдоль царапины, затем поперек ее с легким нажатием, не задержи-
ваясь на одном месте во избежание нагрева поверхности стекла от
трения.

Полировка допускается по всей поверхности стекла. За-
чистка шкуркой царапин и рисок на стекле независимо от их рас-
положения и размеров не допускается.

При проведении регламентных работ стекла кабин для предо-
хранения от повреждений закрывают специальными кожухами или
склеивают плотной бумагой.

Лед, образовавшийся на стекле, удаляют струей теплого возду-
ха (не выше 50°С). Образование конденсата (запотевание) в меж-
стекольном пространстве недопустимо, так как при подъеме на вы-
соту замерзание конденсата приводит к разрушению стекол и раз-
герметизации самолета.

Уход за закрылками. В процессе эксплуатации самолета нужно
следить за состоянием закрылков, их обшивки и силовых элемен-
тов. При выпуске и уборке закрылков не должно быть никаких
посторонних шумов. Их появление служит признаком загрязнения
подвижных частей, недостатка смазки и значительных деформаций
или перекосов.

Для предупреждения заедания роликов при их перекатывании
по монорельсам подшипники кареток смазывают смазкой
ЦИАТИМ-201 в сроки, указанные в регламенте.

Замена закрылков и кареток. Значительные деформации за-
крылков и их приводов могут происходить вследствие техниче-
ски неграмотного выполнения работ при замене закрылков или
их кареток.
Закрылок снимается в вы-
пущенном на 38° положении.
Перед выпуском закрылка сни-
мают коробку на хвостовой ча-
сти нервюры 1 закрылка, а на
выпущенном закрылке — люки
в местах крепления подъемни-
ков и перемычки металлиза-
ции. Затем, вынув болты из
вилок, отсоединяют подъемни-
ки. При этом закрылок при-
держивают, так как отсоеди-
ненный от подъемников закры-
лок под действием собственно-
го веса скатывается с моно-
рельсов. После отсоединения
подъемников фиксируют поло-
жение их вилок.

При снятии (установке) за-
крылков следят за тем, чтобы
не возникало перекосов за-
крылка относительно моно-
рельсов. Особенно осторожно
перемещают закрылок, когда
задние ролики кареток сошли
с рельсов, а передние еще на-
ходятся на рельсах. В этом
случае перекосы могут приве-
сти к разрушению подшипни-
ков и деформации болтов.

Для замены кареток снима

и вынимают болты крепления кареток с носками закрылка.

Перед установкой новых кареток на закрылки в отверстия ка-
реток устанавливают переходные втулки с внутренним диаметром
8 мм, затем закрепляют каретки на закрылке болтами диаметром
6 мм, не затягивая гаек. После этого закрылок устанавливают на1
монорельсы и проверяют, вписывается ли он в свое место. Если
нужно, закрылок подгоняют, используя разность диаметров отвер-
стий и болтов. Подогнанный таким образом по месту закрылок
снимают, а отверстия под технологические болты выводят на соос-
ность скобой и кондуктором, рассверливают и окончательно дово-
дят до диаметра 12,5 мм.

Поочередно после разделки каждого отверстия в них устанав-
ливают обезжиренные, смазанные грунтом АК-069 болты диамет-
ром 12,5 мм.

К установленному на монорельсы закрылку подсоединяют вил-

От 0,Z до 0,55-суммарный для
каждой пары роликов

П-П

зоры;

II—II — допустимые перекосы

От 0,2 д'о 0,65
суммарный,,
Оля нажйой
пары

Рис. 41. Схема зазоров между роли-
ками кареток и монорельсами:

.4 — радиальные зазоры; Б — боковые за-

OmO,Zdo>,Z5

роликов относительно полоза монорельса

дефлектор, отвертывают гайки

ки подъемников и устанавливают люки в местах крепления подъ-
емников. Перекос закрылка устраняют регулировкой соответству-

ющего подъемника карданом.
Рис. 42. Схема зазоров между агрегатами:
а — крыло; б— горизонтальное оперение; в—вертикальное оперение

Проверка отклоненного закрылка производится угломером при
углах отклонения 15 и 38°. При проверке правильности установки
закрылка между зализом крыла и закрылком центроплана и между
закрылком и элероном допускаются «ножницы» до 2 мм.

При навеске закрылков перекос кареток относительно моно-
рельса и свисание роликов с монорельса не допускаются. Схема
зазоров и допустимых перекосов роликов относительно полоза мо-
норельса показана на рис. 41. Обеспечение одинаковых зазоров
слева и справа между роликами кареток производится поворотом
эксцентрика с последующей его фиксацией шайбой-звездочкой.

Замена элеронов. Для снятия элеронов вскрывают люки эле-
ронов по узлам навески, снимают отъемную часть обтекателя кры-
ла, открывают откидные панели отъемной части крыла самолета.
Затем на левом корневом элероне отсоединяют электрожгут от
двигателя механизма управления триммером.

Снимают элероны после отворачивания гаек и извлечения бол-
тов крепления вилок с кронштейнами навески элерона. После сня-
тия элеронов с кронштейнов снимаются вилки.

Перед установкой нового элерона отверстия в кронштейнах
навески элерона и в вилках просверливают до диаметра 5,6 мм,
а затем разверткой в три перехода доводят до диаметра 6 мм. Но-
вые элероны устанавливают на новых болтах, предварительно сма-
занных смазкой ЦИАТИМ-201.

При установке нового элерона проверяют зазоры между хво-
стовой частью отъемной части крыла и элеронами, между концевым
элероном н законцовкой обтека-
теля крыла, между корневым
элероном и закрылком, а также
вписываемость элеронов и син-
хронность их отклонения, после
чего размечают и удаляют при-
пуски по торцам. Схема зазоров
между агрегатами крыла и опе-
рения показана на рис. 42.

При проверке навески регу-
лируют отклонения триммера и
сервокомпенсатора (табл. 1).

После установки люков на

Таблица Г

Положение	Отклонение, град	
	триммера	сервокомпенса- тора
Вверх	151?	9°30'1?
Вниз		14°35'jf0:

панелях крыла и на элеронах проверяют отклонение элеронов, ко-
торое должно быть: вверх 24±1°, вниз 16±1°.

Зазоры между агрегатами крыла при заменах элеронов и за-
крылков обязательно проверяют, их величины должны быть следу*
клцие (рис. 42, а) :

между корневым и концевым элеронами— 10±2 мм;

между корневым элероном и закрылком — 20±3 мм;

между концевым элероном и обтекателем крыла—10±2 мм.

В плане между отсеками элеронов и закрылком и элероном
допускается ступенька до 3 мм.

Замена стабилизатора и руля высоты. Для снятия стабилиза-
тора снимают зализы, отсоединяют трубу обогрева, тягу управ-
ления триммером и вилку кардана, а также фидеры от приемной
и передающей антенны РВ-УМ, расстыковав передние и задние лон-
жероны. После установки нового стабилизатора затяжку гаек

по стыковым узлам выполняют с крутящим моментом:

для гаек с резьбой 16X 1,5—1430± 143 кгс-см;

для гаек с резьбой 20х 1,5—2850+285 кгс-см.

Для замены руля высоты отсоединяют болты на карданах

управления рулями, тяги управления триммерами и отвертывают
болты крепления узлов руля высоты. После установки руля вы-
соты проверяют зазоры между рулем высоты и стабилизатором
(рис. 42, б, в) и углы отклонения рулей высоты и триммеров.

Руль направления и киль заменяются так же, как руль высоты
и стабилизатор.

ГЛАВА III

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТА

К управлению самолета относится управление рулями высоты
и направления, элеронами, закрылками, триммерами рулей и эле-
ронов и стопорение рулей. Управление рулями и элеронами —
двойное, состоит из центрального пульта управления, на котором
размещены штурвалы управления рулем высоты и элеронами,
Рис. 43. Пульт управления:

а «—левая половина пульта управления рулями и элеронами; б — узел направляющей трубы
штурвала;

/ — вал синхронизации; 2, 19, 23 и 47 — кронштейны; 3, 5. S, //. 18, 24, 31 и 39— качалки;
•4 —фланец; 6 — обшивка фюзеляжа; 7, 9, 10, 16 и 38 — тяги; /2 —колонка; 13 — кардан;
14 — кронштейн на шпангоуте № 1; 15— труба штурвала; 17 — рычаг синхронизации управ-
ления; 20—ролик передний; 21— кнопка стояночного тормоза; 22 — труба; 25 — штурвал;
26—втулка; 27 — поводки; 28 — рычаг регулировки педалей по росту пилота; 29 — педаль;
30 — втулка; 32 — тяга управления элеронами; 33 — тяга управления рулем высоты; 34 — тяга
управления рулем направления; 35 — штырь; 36— пружина; 37— ось; 40 — кронштейн;
^/ — крышка; 42 — ролик задний; 43 — подшипник; 44 — труба синхронизирующая; 45 — пру-
жина демпферная; 46 — стакан; 47 — кронштейн крепления пульта

и двух пар педалей ножного управления рулем направления, рас-
положенных в кабине пилотов. Педали кинематически связаны
с системой управления поворотом колес передней опоры шасси на
взлете и посадке и системой торможения колес основных опор
шасси.

На центральном пульте, размещенном между креслами пилотов,
расположены следующие органы управления: штурвал управления
триммерами руля высоты; переключатель управления триммером
элерона; переключатель управления триммером руля направления;
переключатель управления закрылками; рукоятка стопорения ру-
лей и элеронов.
Управление рулями и элеронами — жесткое, управление трим-
мерами руля высоты — тросовое. Закрылки управляются гидропри-
водом, а триммеры руля направления и элеронов — электромеха-
ннзмами. В систему управления рулями, элеронами и триммером
руля высоты включены рулевые машины автопилотов.

Центральный пульт управления

Управление рулем высоты, элеронами и рулем направления
осуществляется с пульта управления (рис. 43). Двумя кронштей-
нами 47 пульт крепится к полу кабины пилотов и стенке шпанго-
ута № 1. Горизонтальная труба 22 пульта по шпангоуту № 3 жест-
ко крепится двумя фланцами 4 и двумя кронштейнами 2 и 23
к центральному пульту. Соединение и посадка взаимоперемещаю-
щихся деталей пульта выполнены на шарикоподшипниках.

Штурвалы 25 с трубами 15 совершают возвратно-поступатель-
ное движение и вращаются в подшипниках, установленных в крон-
штейнах 19. Сферический шарикоподшипник 43 обеспечивает воз-
можность вращения и угловых перемещений трубы 15 при
отклонении колонки 12. Кроме того, в головке кронштейна 19 уста-
новлены две шайбы и две направляющие, ввернутые одна в другую.
По окружности направляющих расположено по три прилива с ро-
ликами 20 и 42, охватывающими поверхность трубы 15.

Управление рулем высоты достигается перемещением штурва-
лов 25, соединенных с помощью карданов 13 с трубами 15, которые

качалкв в
Рис. 45. Механизм управления элеро-
нами на штурвальной колонке

отклоняют колонки 12. Колонки
установлены на синхронизирую-
щей трубе 44 для дублирования
управления рулем высоты с мест
обоих пилотов. Синхронизирую-
щая труба 44 шарнирно крепится
к кронштейнам 47. Кроме того,
на нижних концах колонок име-
ются кронштейны 40 с упорами,
которые при отклонении коло-
нок 12 вперед упираются в демп-
ферные пружины 45, закреплен-
ные в стаканах 46.

Левая колонка тягой 7 связа-
на с качалкой 5, шарнирно соеди-
ненной двумя подшипниками с
валом синхронизации 1.

Таким образом, при продоль-
ном перемещении штурвала 25
труба 15 отклоняет колонку 12,
поворачивающуюся вместе с син-
хронизирующей трубой 44. Тя-

га 7 при повороте колонки 12 на некоторый угол поворачивает
качалку 5, которая шарнирно связана с тягой 33 управления ру-
лем высоты.

Управление элеронами (рис. 44 и 43) осуществляется поворо-
том штурвала 25 вокруг оси трубы 15, передачей вращательного
движения передаточному механизму через кардан 13, закрепляе-
мый в вилке 4 (рис. 45).

Передаточный механизм, закрытый щитком 3, состоит из ше-
стерни 2 и зубчатого сектора 1, который сделан из двух частей
для устранения люфта в зубчатом зацеплении при сборке. Сектор
установлен на оси качалки 11 (см. рис. 43 и 44). Качалка И сое-
динена тягой 10 с качалкой 8, установленной на оси 52 в нижней
части колонки.

На кронштейне 14, расположенном на стенке шпангоута № 1,
слева, впереди пульта, установлены качалки 17 и 51, соединен-
ные между собой тягой 50. Качалка 17 тягами 48 и 49 связана
с качалками 8 левой и правой колонок для обеспечения дублирова-
ния управления. Отклонение качалки 17, передаваемое ей тягами
48 и 49, через тягу 50 приводит к отклонению двуплечей качал-
ки 51, левое плечо которой связано с тягой 32 управления элеро-
нами. Оси соединительных тяг 48 и 49 совпадают с осями качания
штурвальных колонок, что обеспечивает независимость отклонения
элеронов от отклонения руля высоты.

Управление рулем направления и тормозами колес произво-
дится педалями 29 (рис. 46 и 43). К горизонтальной трубе 22 на
кронштейнах крепятся две стальные оси 37, на которые установле-
ны рамы подвески педалей. Каждая рама состоит из двух сталь-
ных втулок 26 и 30, соединенных винтами и заклепками с двумя
штампованными поводками 27. Втулка меньшего диаметра входит
в отверстие педали 29 и служит осью ее вращения при торможе-
нии. Во втулку большого диаметра входит ось 37. Благодаря такой
конструкции педали могут вращаться относительно осей втулок 30,
а вместе с рамами — относительно оси 37. На одной оси 37 с рама-
ми установлены качалки 18 и 31. Каждая качалка связана с пе-
далью штырем 35, прижатым к качалке пружиной, размещенной
внутри втулки 30 рамы подвески педали. Штыревое соединение
качалок с рамами обеспечивает их регулировку по росту
пилотов.

При нажатии на рычаги 28 педали 29 освобождаются от связи
с качалками 18 и 31 и под действием пружин 36 перемещаются
в сторону пилота.

Тягами 9 и 16 качалки 18 и 31 соединены с качалками 3 и 6,
закрепленными конусными болтами на валу синхронизации, ко-
торый двумя цапфами установлен в шарикоподшипниках крон-
штейнов 47. Вал синхронизации 1 кинематически связывает между
собой педали левого и правого пилотов.

Управление тормозами колес осуществляется качалками 24 и 39,
установленными на оси 37 подвески педалей. Плечи качалок 39
связаны стальными тягами 38 с педалями 29. При повороте пе-
далей вокруг оси шарнира В (рис. 47) ролик 59 качалки 39 нажи-
мает на шток тормозного клапана УГ-92 (поз. 58), вызывая тормо-
жение колес. Угловые перемещения качалок 39 ограничены скоба-
ми 55. Для исключения поворота качалок 39 при отклонении руля

Рис. 46. Детали управления рулем направления
53 — фиксатор стояночного тормоза; 54— упор;

(до поз. 52 см. рис. 43, 44):

55 — скоба; 56 — качалка
42

Я

Рис. 47. Детали управления тормозами ко-
лес (до поз. 56 см. рис. 43, 44, 46):

а — колеса заторможены и установлены на стоя-
ночный тормоз; б — колеса расторможены н сняты
со стояночного тормоза;

57 — пружина; 58 — клапан тормозной гидравли-
ческий УГ-92; 59— ролик; А, Б, В, Г — шарниры

направления шарниры А, Б,
В и Г соединены в форме
параллелограмма.

Кнопка 21 стояночного
тормоза, связанная тягой с
фиксаторами 53, установле-
на под штурвалом левого
пилота. Установка колес на
стояночный тормоз осущест-
вляется нажатием на обе
педали левого пилота и вы-
тягиванием кнопки 21. При
этом качалки 39 оттягивают
упоры 54 вниз и фиксато-
ры 53 становятся против
углублений упоров. При сня-
тии усилий с педалей упо-
ры 54 усилием пружин тор-
мозных клапанов через ка-
чалки 39 прижимаются к
фиксаторам 53 и фик-
сируются в таком поло-
жении.

Для снятия колес со
стояночного тормоза необ-
ходимо нажать и отпустить
обе педали, что даст воз-
можность упорам 54 отойти
от фиксаторов 53, а пружи-
не 57 возвратить фиксаторы
и кнопку стояночного тор-
моза в первоначальное по-
ложение.

Системы управления
рулями и элеронами

Схемы систем управле-
ния элеронами и рулями по-
казаны на рис. 48, 49 и 50.
Качалки 3, 5 и 51 (см. рис.
43 и 44) связаны с тягами,
проложенными вдоль фюзе-
ляжа и по размаху крыла
к рулям и элеронам. Проме-
жуточными качалками тяги
крепятся к силовому набору
фюзеляжа и крыла.
Система управления элеронами (рис. 48) состоит из
следующих основных элементов: штурвала 25, тяг 10, 32, 49, 50, 61,
63, 65, 67, 73 и 74, качалок 18, 51, 60, 62, 64, 66 и 68, узлов 71 и 72.
В систему управления входят также секторы рулевых машин 75 ав-
топилота и ролики 70 натяжения троса рулевой машины.

Синхронизация управления от обоих штурвалов достигается
рычагом 17, к которому шарнирно прикреплены тяги 49, связанные
со штурвальными колонками качалками 18 и тягами 10. Поворот
штурвала 25 сообщает поступательное движение тяге 49, в резуль-
тате чего происходит отклонение рычага 17 влево или вправо. От-
клонение рычага 17 вызывает перемещение тяги 50, которая через
качалки и тяги передает движение на исполнительные рычаги
узлов 7/ и 72, непосредственно связанных с элеронами.

Кинематически рычаги и тяги связаны таким образом, что при
перемещении в одну и ту же сторону тяг 73 и 74 отклонение
правой и левой секций происходит в разные стороны. Если элеро-
ны на левом полукрыле отклоняются вверх, то элероны на правом
полукрыле отклоняются вниз, и наоборот.

Тяги управления элеронами проходят под полом кабины пи-
лотов, затем в коробе на шпангоуте № 7 они выводятся вверх.
На промежуточных качалках тяги выходят за шпангоут № 20 и со-
членяются с качалкой 68, которая жестко крепится к валу 69. На
нем закреплен узел 76 управления элеронами от рулевых машин
автопилота, исполнительные механизмы которых находятся в кор-
пусе машины рулевой 75 автопилота.

Системы управления рулем высоты и рулем направления вы-
полнены аналогично системе управления элеронами (см. рис. 48).
Управление осуществляется посредством качалок и тяг. Принцип
работы этих систем ясен из рис. 49 и 50.

Система управления рулем высоты (см. рис. 49 и
43) состоит из следующих основных элементов: штурвала 25, тяг
7, 33, 61, 63, 65, 67, 77 и 78, качалок 5, 60, 62, 64, 66 (подвески тяг
управления в фюзеляже), узла 76 управления рулем высоты в гер-
мовыводе, рулевой машины 75 автопилота, сектора 79, узла управ-
ления рулем высоты от автопилота, рычага 82 и вала 81 руля высо-
ты, имеющего карданные соединения 80.

Система управления рулем направления (см.
рис 50 и 43) состоит из педалей 29, тяг 9, 16,34,61,63,65,67,77 и
78, качалок 3, 18, 31, 60, 62, 64, 66, узла 76 управления рулем на-
правления в гермовыводе, рулевой машины 75 автопилота, сектора
79 узла управления рулем направления от автопилота, рычага 83
и вала 85 руля направления с карданом 84.

Герметизация пассажирской кабины в местах выхода тяг управ-
ления в негерметическую часть фюзеляжа достигается установкой
гермовыводов.

Гермовывод и узел стопорения элеронов (рис. 51) состоит из
корпуса 23, установленного на обшивке 22 фюзеляжа, закреплен-
ной на стойке заднего лонжерона 21 центроплана. На корпус на-
вернута ганка 25, которая к валу управления 6 прижимает два
Рис. 48. Схема системы управления элеронами (до поз. 59 см. рис. 43, 44, 46, 47)
60, 62, 64, 68— качалки; 61, 63, 65, 67 —тяги; 66— качалка подвески тяг управления в фю
зеляже промежуточная; 69 — вал управления элеронами (на стенке заднего лонжерона)
70 —ролик натяжения троса рулевой машины автопилота; 71— узлы управления корневым!
секциями элеронов; 72—узлы управления концевыми секциями элеронов; 73 — тяги управ
леиия концевыми секциями элеронов; 74 — тяги управления корневыми секциями элеронов
75 — машина автопилота рулевая; 76 — узел элерона

Рис. 49. Схема системы управления рулем высоты (до поз. 67 см. рис. 43, 4-
46, 47, 48):

76 __ узел руЛЯ высоты; 77. 78 — тяги; 79 — сектор узла управления рулем высоты от маш
ны автопилота рулевой 75; 80 — карданы; 81— валы; 82— рычаг
полиэтиленовых кольца 26. Нижним полированным торцом хомут 27
с резиновым уплотнением 28 прижат к кольцам 26. Таким образом,
уплотнение осуществляется по стыку колец 26 с валом управле-
ния 6 и по стыку колец с торцевой поверхностью хомута 27, за-
крепленного неподвижно на валу 6. Следовательно, узел гермети-
зации с активным резервированием, ибо, если по какой-либо
причине нарушится контакт между кольцами 26 и валом 6, то
герметизация будет осуществляться по контакту колец с торцом
хомута 27. Чтобы в процессе эксплуатации не происходила раз-
регулировка уплотнительного узла, вал 6 установлен в радиально-
упорные подшипники 19, запрессованные в кронштейнах 1 и 17,
которые болтами крепятся к лонжерону 21. В кронштейне 1 также
подвижно закреплен вал управления закрылками.

На валу 6 неподвижно закреплены рычаги 2, 7, 20 и сектор 5.
Рычаги 2 и 20 связаны с тягами проводки управления элеронов.
В приливе рычага 20 расположено гнездо стопора 9, в котором
запрессован стальной вкладыш 18. Сектор 5 связан тросовой про-
водкой с рулевой машиной автопилота.

Механизм стопорения элеронов состоит из рычага 8
стопорного механизма 8, связанного с тросовой проводкой системы
стопорения и со стаканом стопора 13 серьгой 12. В стакан 13 со
скользящей посадкой установлен стопор 9, закрепленный в стакане
болтом 11. Между днищами стакана 13 и стопора 9 установлена

Рис. 50. Схема системы управления рулем направления (до поз. 82, кроме поз.
76 и 79 см. рис. 43, 44, 46—49):

76 узел руля направления; 79 — сектор узла управления рулем направления от машины
автопилота рулевой 75; S3 — рычаг; 84— кардан; 85 — вал руля направления
Рис. 51. Гермовывод и узел стопорения элеронов:
а — общий вид; б — сечение
Рис. 52. Гермовывод рулей высоты и направления:
а — общий вид; б — сечение

пружина 14. Стакан со скользящей посадкой установлен в нап-
равляющей втулке 15, запрессованной в корпусе кронштейна 17.
Между втулкой 15 и стаканом 13 установлена распорная пру-
жина 10.

Механизм работает следующим образом. При переме-
щении рукоятки управления, расположенной на левой стороне
центрального пульта и связанной тросовой проводкой с механиз-
мами стопорения рулей и элеронов, рычаг 8 на кронштейне 17 на-
чнет вращаться по часовой стрелке и перемещать стакан 13 влево,
сжимая при этом распорную пружину 10. Если стопор 9 при пере-
мещении рычага 8 упрется во вкладыш 18, а движение рычага 8
не прекратится, то при этом начнет сжиматься пружина 14, что
даст возможность стакану 13 далее перемещаться влево во втулке
15, не деформируя деталей механизма стопорения. После установ-
ки рычага системы стопорения на фиксатор детали 8, 12, 13 и 9 зай-
мут крайнее левое положение.

При снятии рычага системы стопорения с фиксатора пружина
10 выталкивает стакан 13 со стопором 9 из гнезда узла стопорения
и детали 9, 13, 12 и 8 займут крайнее правое положение.

Гермовывод рулей высоты и направления (рис. 52) установлен
на шпангоуте № 40 со стороны негерметической части фюзеляжа.
Герметизация осуществляется на стенке шпангоута № 40 между
нею и корпусом гермовывода 1, в узлах валов 9, 15, качалок 2, 5,
крышек Зив узлах герметизации тросовой проводки.
Рис. 53. Узел управления элеронами отъем
ной части крыла:

а — общий вид; б — схема работы

Гермовывод системы уп-
равления состоит из вала 9
и уплотнительного узла, в
который входят резино-
вое 13 и фетровое 14 коль-
ца, установленные в крыш-
ке 3. Такая же герметиза-
ция вала 15. Оба вала уста-
новлены на радиально-
упорных подшипниках 11 и
12. Подшипники И запрес-
сованы в крышках 3 и 16,
подшипники 12 запрессова-
ны в приливе корпуса 1.

К валам 9 и 15 со сторо-
ны гермокабины на шпиль-
ках 10 крепятся рычаги 6.

Со стороны негерметической части фюзеляжа к валу 9 крепится ры-
чаг 2 системы управления рулем направления, а к валу 15 — ры-
чаг 5 системы управления рулем высоты. Крепление осуществле-
но болтами 10.

К корпусу 1 в негерметической части фюзеляжа на болтах кре-
пится кронштейн 4 с роликами тросовой проводки триммера руля
высоты и системы стопорения руля высоты и руля направления.
Герметизация тросов осуществляется резиновыми шаровыми вкла-
дышами 7, обжатыми гайками 8, которые вворачиваются в гнезда
корпуса 1.

Узел управления элероном (рис. 53) состоит из качалки, кине-
матически связанной с кронштейном 1, жестко закрепленным на
лонжероне элерона 2. Связь качалки с кронштейном 1 осущест-
влена рычагом 3. Качалка, состоящая из вала 9 и закрепленных
на ней рычагов 4 и 5, установлена в кронштейнах 6 и 8. Узел уп-
равления смонтирован на лонжероне 7.

Углы отклонения элерона <pi и <рг прямо пропорциональны вер-
тикальным перемещениям и h2 точки Б (шарнирное соединение
рычага 3 с рычагом 4). Вследствие того, что рычаг 4 при нейтраль-

ном положении элеронов не находится в плоскости хорд крыла
и элерона, при его отклонении на одинаковые углы в обе стороны
от нейтрального положения вертикальные перемещения точки Б
неодинаковы. Такая кинематика обеспечивает дифференциальность
управления элеронами. Механизмы управления секциями элеронов
конструктивно одинаковы. Предельные отклонения элеронов вверх
и вниз ограничены регулируемыми упорами, установленными на
кронштейнах 8 концевых секций элеронов.

Узел управления рулем высоты в кормовой части фюзеляжа
(рис. 54) состоит из валов 8 и рычага 7, который закреплен бол-
тами 23 на валу карданов 20. Вал 20 установлен в опорном крон-
штейне 21, закрепленном на шпангоуте № 43 на шарикоподшипни-
ках 22. Уплотнительные кольца 24 установлены для предотвраще-
ния попадания пыли и влаги в подшипники 22. Карданы вала 20
сочленяются с валами 8 болтами 25. Соединительный узел защищен
от пыли и влаги резиновым кожухом 19, армированным стальной
проволокой.

На рычаге 7 крепится ограничитель углов отклонения руля
высоты 6 и прилив с гнездом 5 стопора для фиксации руля высоты
в крайнем нижнем положении.

Вал 8 руля высоты 12 соединяется с карданом 10 болтами 26.
Карданная вилка соединяется с фланцем 11 болтами 28. Фла-
нец 11 приклепан к корневой нервюре руля высоты. Узел закрыт
чехлом 27.

Ось вала 8 совмещена с осью вращения руля высоты, под-
вешенного кронштейнами 18 на рычагах 17.

Узел управления рулем направления состоит из рычага 83, кар-
дана 84 и вала 85 руля направления (см. рис.- 50). Вал установ-
лен на подшипниках, запрессованных в кронштейне на шпангоуте
№ 45.

Карданные соединения узлов управления рулей высоты и на-
правления выполнены из азотированного материала 40ХНМА.

Рис. 54. Узел управления рулем высоты и его триммером в кормовой части
фюзеляжа
Гайки болтов карданных соединений затягиваются тарированными
моментами затяжки. Для карданного соединения руля направления
момент затяжки должен быть равен на ключе 100± 10 кгс*см, для
руля высоты 75±8 кгс*см.

Системы управления триммерами и сервокомпенсаторами

Триммеры устанавливают на рулевых поверхностях для снятия
нагрузок со штурвала в полете, когда рули неподвижны. Серво-
компенсаторы служат для снятия нагрузок со штурвала и педалей
при отклонении рулевых поверхностей. На самолете Ан-24 установ-
лено: на элеронах триммер и два сервокомпенсатора, на руле

высоты два триммера, на руле направления триммер и сервоком-
пенсатор. На самолетах, выпущенных после 1968 г., установлен на

руле направления совмещенный триммер-сервокомпенсатор.

Система управления триммерами руля высоты. Управление от

Рис. 55. Тяга трим-
мера-сервокомпен-
сатора пружинная

центрального пульта до шпангоута № 45 —
тросовое, от шпангоута № 45 до рулевых по-
верхностей-— жесткое. Тросы от барабана,
расположенного на одной оси со штурвалами
управления триммерами 13 на центральном
пульте пилотов, проходят по текстолитовым
роликам и направляющим через гермовывод
на шпангоуте № 40 и соединяются с бараба-
ном винтового механизма 2 (см. рис. 54).

Барабан установлен на шпангоуте № 45.
Вращение барабана приводит к возвратно-
поступательному перемещению червяка, свя-
занного серьгой с качалкой 3. Поворот качал-
ки 3 на некоторый угол приводит к переме-
щению тяг 4 и 9 управления триммером руля
высоты. Тяга 4 соединяется шарнирно с дву-
плечей (угловой) качалкой 14, которая тя-
гой 15 соединена с кронштейном 16 триммера
руля высоты. Кронштейн крепления качал-
ки 14 установлен на лонжероне руля высо-
ты 12. Ось тяги 4 совпадает с осью руля вы-
соты, что обеспечивает независимость откло-
нений руля высоты 12 и триммера 13.

В систему управления триммерами руля
высоты включена рулевая машина 1 автопи-
лота, которая цепью 29 и звездочкой 30 свя-
зана с червячным механизмом управления
триммерами 13.

На центральном пульте пилотов возле

штурвала управления триммерами руля высо-
ты с обеих сторон нанесены шкалы с деле-
ниями. Цена одного деления на шкале рав.-
на 2° отклонения триммера
руля высоты. На шкалах
также имеются значения
рекомендованной взлет-
ной центровки в процен-
тах САХ.

Перед взлетом самолета
триммер отклоняется на оп-
ределенный угол, соответст-
вующий взлетному значению
центровки.

Система управления сов-
мещенным триммером-сер-
вокомпенсатором руля на-
правления. На самолетах
выпуска с 1968 г. триммер
и сервокомпенсатор руля
направления заменены од-
ним совмещенным тримме-
ром - сервокомпенсатором.
Управление триммером-сер-

Рис. 56. Механизм управления триммером
элерона

вокомпенсатором руля направления осуществляется через пружин-
ную тягу (рис. 55).

Пружинная тяга состоит из следующих основных деталей:
корпуса 4, пружины 6, направляющей 9 и наконечника 12. Пред-
варительная затяжка пружины осуществляется установкой седла 7,
положение которого фиксируется гайкой 8. Шток 2 центрируется
по двум пояскам седла 3 и по внутренней поверхности направляю-
щей 9 и фиксируется гайкой 10. Полный ход штока 2 зависит от
расстояния между торцом направляющей 9 и торцом седла 3.

При воздействии на тягу сжимающей осевой нагрузки, превы-
шающей усилия предварительной затяжки пружины, шток 2 вме-
сте с направляющей 9 вдвигается внутрь корпуса 4 и триммер-серво-
компенсатор начинает отклоняться в сторону, противоположную
отклонению руля направления. По достижении максимального уси-
лия, соответствующего обжатию пружины при полном ходе штока,
пружинная тяга начинает работать как жесткая.

При воздействии на тягу растягивающей осевой нагрузки, пре-
вышающей усилие предварительной затяжки пружины, шток 2
начнет выходить из корпуса 4, сжимая пружину 6. Таким образом,
пружина 6 сжимается при воздействии как сжимающих, так и рас-
тягивающих усилий.

Длина тяги 2 регулируется наконечником 12, который фикси-
руется и контрится гайкой 11.

Управление триммером элерона осуществляется электромеха-
низмом МП-100М9 (рис. 56), закрепленным в двух точках: на
кронштейне 7, установленном на лонжероне левого элерона,
и серьге 1, закрепленной на кронштейне 2, который крепится к об-
шивке и силовому набору элерона. К серьге 1 также крепится
тяга 3, соединенная шарнирно с кронштейном 4, установленным
на триммере 5 элерона. При выдвижении штока электромеханиз-
ма 6 триммер 5 отклоняется вниз. При втягивании штока электро-
механизма 6 триммер 5 отклоняется вверх.

Стопорение рулей и элеронов. Предохранение рулей и элеронов
от поломки при воздействии порывов ветра на стоянке самолета
обеспечивается системой стопорения рулей и элеронов.

При стопорении рулей и элеронов руль направления и элероны
фиксируются в нейтральном положении, а руль высоты — в край-
нем нижнем. Стопорение руля высоты в крайнем нижнем положе-
нии необходимо для того, чтобы при обтекании горизонтального
оперения воздушным потоком на нем возникала положительная
подъемная сила, препятствующая опрокидыванию самолета на
хвост.

Механизмы стопорения элеронами 2 (рис. 57) и рулей 4 соеди-
нены тросовой проводкой с рукояткой управления 1, установленной
на левой стороне центрального пульта пилотов. Тросовая проводка
проходит по роликам 5 и в текстолитовых направляющих 3.
В зоне шпангоута № 20 к тросовой проводке подсоединен рычаг 8
(см. рис. 51) механизма стопорения элеронов. В районе шпангоута
№ 45 тросы подсоединены к сектору-качалке, с которой связаны
тяги управления механизма стопорения рулей высоты и направ-
ления. Гермовыводы тросов показаны на рис. 52.

Узел управления стопорением (рис. 58) состоит из рукоятки 1,
сектора 5, вала 8 и тяги 13.

В рукоятке 1, закрепленной на валу 8 болтами и посаженной
на втулку 7, смонтированы пружина 2, фиксатор 4 и планка 5.
На рукоятке 1 установлена откидная планка 3. Вал 8 и втулка 7
шарнирно закреплены во фланце 6 на шарикоподшипниках 10. На
валу 8 смонтирован также сектор 9 с приливом 11. На секторе 9
закреплен трос 16, прилив соединен с тягой 13, связывающей узел
стопорения с пультом рычагов 15 управления двигателями (РУД).
Откидная планка 3 прижимается к рукоятке 1 пружиной 17.

Для стопорения рулевых поверхностей рукоятку 1 необходимо
перевести в верхнее положение, в котором она фиксируется откид-
ной планкой 3 и планкой 4. Перед перемещением рукоятки необхо-

Рис. 57. Схема управления стопорением рулей и элеронов
Рис. 58. Узел управления стопорением рулей и элеронов

димо, преодолевая сопротивление пружины 17, отклонить планку 3
и переместить подвижную часть рукоятки 1 на себя, чтобы вы-
вести фиксатор 4 из прорези в планке 5. При этом пружина 2
будет сжата. В крайнем верхнем положении необходимо рукоятку
отпустить. При этом пружина 2, разжимаясь, введет фиксатор 4
в прорезь планки 5. Блокировка фиксации ручки 1 в верхнем
положении осуществляется планкой 3.

Верхнее крайнее положение рукоятки 1 свидетельствует о том,
что рули и элероны застопорены, нижнее крайнее положение ру-
коятки 1 — о том, что рули расстопорены.

Узел стопорения рулевых поверхностей блокируется с пультом
РУД, чтобы исключить возможность взлета самолета с застопо-
ренными рулями. Перемещение рычагов управления двигателями
при застопоренных рулевых поверхностях ограничивается упо-
ром 14, который удерживает РУД на площадке малого газа.

Конструкция системы стопорения исключает возможность са-
мопроизвольного стопорения рулевых поверхностей в полете.

Управление закрылками

Управление закрылками — электрогидравлическое и осущест-
вляется гидроприводом, соединенным с двумя трансмиссионными
валами, которые связаны с винтовыми подъемниками (по два на
каждый закрылок). Переключатель управления закрылками на-
ходится на центральном пульте пилотов слева.

Гидропривод (рис. 59) состоит из двух гидромоторов ГМ-36/1
(5), редуктора 3, тормоза 7 и блока концевых выключателей 9.
Литой из магниевого сплава корпус 11 редуктора болтами крепит-
ся к заднему лонжерону 12 крыла под правым зализом. Ведущая
шестерня редуктора связана внутренними шлицами с валами гид-
ромоторов. Валы ведомой шестерни на шлицах входят в отверстия
карданов валов 6 управления закрылками. Б зацеплении с ве-
домой шестерней находится шестерня тормоза. Валы 6 герме-
тизируются фетровыми сальниками, расположенными в крыш-
ках 2.

Тормоз представляет собой тормозной пакет, состоящий из на-
бора неподвижных и подвижных дисков.

Неподвижные текстолитовые диски тормозного пакета своими
внешними радиальными выступами сочленяются со шлицами кор-
пуса. Между неподвижными дисками установлены стальные под-
вижные диски, насаженные на шлицевой валик шестерни тормоза.
Пакет подвижных и неподвижных дисков в заторможенном редук-
торе сжат пружиной. Растормаживание редуктора происходит при
перемещении в гидроцнлиндре 8 поршня, связанного с пружиной
тарелкой и штоком. Поршень перемещается жидкостью АМГ-10,
поступающей в гидроцилиндр 8 тормоза из гидросистемы через
челночный клапан 10. Крышки 1, 2 герметизируют корпус 11 ре-
дуктора. Жидкость АМГ-10 под напором поступает в гидромото-
ры 5 через челночные клапаны 4.

Рис. 59. Установка гидропривода закрылков
Рис. 60. Гидроподъемник закрылков

Рядом с гидроприводом закрылков установлена на валу 6
коробка концевых выключателей, которые при перемещении за-
крылка в крайнее положение отключают подачу жидкости под на-
пором в гидромоторы 5 и гидроцилиндр 8. При этом тормозной
пакет в тормозе 7 сжимается пружиной и перемещение закрылков
прекращается.

Перемещение закрылков осуществляется винтовым подъемни-
ком (рис. 60), связанным с валом 2 трансмиссии угловым редукто-
ром, размешенным в корпусе 3. Подъемник состоит из винта 11,
связанного с редуктором, гайки 8, наружной трубы 10, средней
трубы 9, внутренней трубы 12 и наконечника 14.

Крайнее переднее положение гайки 8 ограничивается упорами
7. Для смягчения удара при уборке закрылков между упором 7
и гайкой 8 установлен буфер 18. К гайке 8 со стороны буфера 18
крепится шайба 17, ограничивающая попадание пыли и грязи
в винтовой механизм со стороны редуктора. С правой стороны
от влаги и загрязнений винтовой механизм защищен сальни-
ком 15.

Винт И сочленяется с хвостовиком 5 ведомой шестерни ре-
дуктора болтом 5 и усиливается с внутренней стороны трубой 12.
Наружная труба 10 закреплена на корпусе 3 винтами 4. Средняя
труба 9 жестко соединена с гайкой 8 и правым торцом упирается
в наконечник 14, установленный на трубе 13. Труба 9 является
направляющей винтового механизма. Трубы 10 и 13 служат за-
щитным кожухом винтового механизма от попадания влаги и за-
грязнений. Кроме того, через них передается усилие от гайки 8
на закрылок. На корпусе 3 установлены пробки 1, закрывающие
отверстие в редукторе, через которые набивается смазка.

Работает подъемник следующим образом. При переключении
крана уборки и выпуска закрылков на выпуск вращение от вала 2
передается на винт 11. При его вращении шарики 16 обкатываются
по полукольцевой канавке винта 11 и перемещают в осевом на-
правлении гайку 8 и связанный с ней трубами 9 и 13 наконеч-
ник 14, который шарнирно соединен с закрылком. Закрылок вы-
двигается. Фиксация закрылка в выпущенном положении осущест-
вляется переводом крана выпуска и уборки закрылков в положение
«Нейтрально». При уборке закрылков гайка 8 перемещается влево
и останавливается в крайнем левом положении. Когда закрылок
полностью убран, подача жидкости к гидроприводу прекращается,
благодаря срабатыванию концевых выключателей.

На самолете установлено шесть подъемников: по одному на
внутреннем закрылке и по два на внешних закрылках. Они соеди-
нены между собой и гидроприводом трубчатыми дюралюминиевы-
ми валами.

Основные рекомендации по техническому обслуживанию
систем управления самолетом

В процессе эксплуатации самолета уход за системами управле-
ния заключается в основном в визуальном контроле фактического
состояния элементов управления, а также в смазке шарнирных уз-
лов, скользящих поверхностей и цепей.

Все осматриваемые элементы управления — тяги, качалки, ро-
лики, тросы, подшипники, болты и металлизация — должны быть
чистыми, не иметь следов коррозии, трещин, забоин, вмятин, ца-
рапин, заусенцев, острых кромок и других дефектов.

Грани гаек и головок болтов не должны иметь забоин и вмятин.
Опорные поверхности болтов, гаек, шайб должны плотно приле-
гать к плоскостям соединяемых элементов. Зазор неплотного при-
легания может быть не более 0,01 диаметра головки болта на
площади, не превышающей 7з опорной поверхности. Все гайки
должны быть полностью затянуты и зашплинтованы. В болтовых
соединениях тяг и подшипниках, запрессованных в тяги, не должно
быть люфтов.

Перемычки металлизации не должны ограничивать перемеще-
ния элементов управления. Места крепления металлизации долж-
ны быть зачищены до металлического блеска.

Все шарнирные соединения управления самолетом должны
быть смазаны смазкой ЦИАТИМ-201. Смазке подвергаются все
шарнирные и карданные соединения пульта управления рулями
и элеронами, навески качалок и соединения качалок с тягами,
механизмы стопорения (за исключением гнезда и стопорного паль-
ца элеронов).

Уход за жесткими системами управления должен обеспечить
безотказную работу систем управления рулями и элеронами в меж-
ресурсный срок службы самолета. Уход заключается в своевремен-
ной замене смазки и дефектных элементов систем, а также в лик-
видации предпосылок, которые могут привести к выходу из строя
элементов систем.

При техническом обслуживании жестких систем управления
проверяется прогиб жестких тяг, их геометрические размеры,
регулировка, запрессовка шарикоподшипников, зазоры между вил-
ками и ушками на тягах, выработка тяг, состояние гермовыводов,
плавность и легкость хода системы управления. Тяги, имеющие
стрелу прогиба более 1 мм на длине 1 м, заменяются. Устанавли-
Зазор 0,5мм,
не менее	2

не менее

3

Рис. 61. Схема зазоров между элементами управления:

1 — ушко качалки; 2 — тяга; 3 — качалки; 4 — вилка тяги

ваемые тяги должны иметь тот же номер, что и снятые. Длина
тяги, устанавливаемой взамен снятой, по расстоянию между осью
болта вильчатого или ушкового стакана и торцом резьбового ста-
кана должна быть выдержана в пределах ± 1 мм.

Регулируемая тяга должна иметь весь диапазон регулировки
хвостовика резьбового наконечника, ограниченного с одной сторо-
ны контрольным отверстием в резьбовом стакане тяги, а с дру-
гой— запасом резьбы хвостовика резьбового наконечника (не ме-
нее двух ниток).

Качество запрессовки подшипников проверяется следующим
образом. Наружная обойма не должна иметь люфта. Подшипник
должен вращаться от руки без малейшего сопротивления по всей
окружности и не иметь тенденции к самопроизвольному возвра-
щению к какому-нибудь определенному положению вследствие не-
равномерного обжатия шарикоподшипника по контуру.

Величины зазоров между элементами систем управления пока-
заны на рис. 61.

Все движущиеся части систем управления не должны касаться
прилегающих деталей и тереться об них (за исключением мест
непосредственного сопряжения), при этом зазор между подвижны-
ми элементами должен быть не менее 10 мм, а между неподвижны-
ми— не менее 5 мм. Между деталями вала трансмиссии управле-
ния закрылками допускаются следующие зазоры: между подвиж-
ными элементами — не менее 5 мм, а между неподвижными — не
менее 3 мм.

В шарнирных сочленениях жестких систем управления проверя-
ются следующие зазоры:

а)	суммарный зазор по оси болта между щекой вилки и шайбой
(с обеих сторон); он должен быть не менее 0,2 мм;

б)	зазор между вилкой на тяге и ушком качалки в перпенди-
кулярной к ним плоскости при крайних отклонениях рулей; он
должен быть не менее 3 мм;

в)	зазоры между концом вилки на тяге и ушком качалки
в плоскости их движения, а также между концом ушка качалки
и ребром вилки на тяге; они должны быть не менее 0,5 мм.
Труба штурвала управления рулем высоты и элеронами прове-
ряется на выработку. Для определения глубины выработки необхо-
димо обмерить диаметры трубы на концах выработки, определить
средний диаметр и вычесть его из номинального. Выработка на
трубе штурвала под направляющими роликами допускается на
глубину не более 0,4 мм от среднего диаметра трубы и только
в одном месте. Если выработка глубиной 0,3—0,4 мм обнаружена
в нескольких местах в одном сечении, то труба заменяется. В ме-
стах выработки не допускаются местные надиры, риски или вмя-
тины с резкими переходами. Поверхность выработки трубы долж-
на быть гладкой, с плавными переходами.

При техническом обслуживании гермовыводов проверяют, нет
ли люфтов в соединениях рычагов с валами, трещин в корпусах
гермовыводов (проверяется при помощи лупы пятикратного уве-
личения и переносной лампы), а также не ослабла ли затяжка
хомута гермовывода узла управления элеронами и болтов на
крышках гермовывода на шпангоуте № 40.

После монтажа и регулировки управление самолетом должно
иметь плавный ход, без заеданий.

При проведении регламентных работ, а также при замене
одного или нескольких элементов в системе управления необхо-
димо контролировать соответствие отклонения органов управления
и рулевых поверхностей и замерять силы трения в системах управ-
ления. Допустимые отклонения органов управления и рулевых по-
верхностей приведены в табл. 2.

Нейтральному положению рулей высоты должно соответство-
вать нейтральное положение штурвалов. При этом штурвалы пра-
вого и левого пилотов должны находиться в одной плоскости, пер-
пендикулярной осям штурвалов. Отклонение штурвалов от ней-
трального положения при нейтральном положении рулей высоты
не должно превышать 3 мм.

Нейтральному положению руля направления должно соответ-
ствовать нейтральное положение педалей. При этом педали обоих
пилотов должны находиться в одной плоскости. Отклонение педа-
лей от этой плоскости не должно превышать 3 мм.

Механизмы регулировки педалей по росту летчиков должны
работать без заеданий.

При максимальных отклонениях рулей и элеронов не должно
быть зазоров между опорами и ограничителями хода в системе
управления, а также люфтов в направлении движения штурвалов
и педалей.

Чтобы обеспечить высокую надежность работы систем управ-
ления, необходимо тщательно контролировать тросовую проводку
и своевременно устранять выявленные дефекты.

Тросовая проводка применена в управлении триммерами рулей
высоты, системе стопорения рулей и элеронов, в системах подклю-
чения рулевых машин автопилота и в триммерах руля высоты.
Кроме того, в системах подключения рулевых машин автопилота
применены роликовые цепи.
Таблица 2

Наименование		Направление отклоне- ния органа управления	Угол откло- нения (пе- ремещение, мм) органа управления, град	Отклонения рулевой поверхности		Сила трения в системе управления, кгс
органа	рулевой поверхности			направление	угол	
Штурвал  Штурвал  Педали  Штурвал механиз- ма управ- ления тримме- ром  Переклю- чатель триммера элерона  П ереклю- чатель триммера руля на- правле- ния  Штурвал  Педали	Руль высоты  Элерон ле- вый  Элерон правый  Руль направ- ления  Триммер ру- ля высоты  Триммер элерона	От себя  На себя  По часовой  стрелке  Против часовой стрелки  По часовой  стрелке  Против часовой  стрелки  Левая педаль  вперед до отказа  Правая педаль вперед до отказа  Вращать от себя до отказа  Вращать на себя до отказа  Нажать вправо, влево	120 ± 8 мм 240 ± 8 мм 90+2°  90 ±2°  90±2°  90±2°  15±1"  15±1°	Вниз Вверх Вниз  Вверх  Вверх  Вниз  Вправо  Вправо  Вверх  Вниз  Вверх  Вниз	15±1° 30±1° 16±1°  24±1°  24±1°  16±1°  25 ±1°  25 ±1°  20±1°  20±1°  1st?:  151?:	0-35(40) 0-7  Не более  4  То же  я  0  14**  14  Не более  3  То же
	Триммер ру- ля направле- ния  Сервоком- пенсатор элерона  Сервоком- пенсатор руля направ- ления	Нажать вправо, влево  По часовой стрелке  Против часовой стрелки  Левая педаль вперед до отказа  Правая педаль вперед до отказа	90 ±2°  90 ±2°  15±1°  15±1°	Влево  Вправо  Вниз  Вверх  Влево  Вправо	2d?: 201?:  14° ±30'  9° ±30'  16°30'± ±1°  16°30'± ±1°	15+о,8** 67 ±4* тс+0,8*»  67±4*

Для самолетов с совмещенным триммером-сервокомпенсатором

Педали	Триммер-	«Левая	педаль	15±1°	Влево
	сервокомпен- сатор в ре-	вперед до	отказа		
	жиме серво- компенсато- ра	Правая вперед до	педаль отказа	15±1°	Вправо

19±1°

19±1°

^—2,3
^—2,3
501J;f

Усилие с учетом действия загрузочных пружин.

Усилие трения указано при отклонении руля направления без компенсатора.

Сред-

няя величина усилия треиия определяется по трем замерам динамометром.
	Таблица 3		Уход за тросовыми системами на самолете при техническом об- служивании заключается в осмот- ре механизмов стопорения рулей
Сиоема управления	Диаметр троса, мм	Натяжение троса при 20° С, кгс	
Управление триммерами руля высоты  Стопорение ру- лей и элеронов  Рулевые маши- ны автопилота  Техническое мотре механизм	2,5  2,5  3,5  обслуж ов сто	и элеронов, проверке состояния 27 ±2,5	тросовой проводки, роликовых  цепей и других элементов систем, 27±2,5	а также в проверке натяжения  тросовой проводки, люфтов (их о4~4	не должно быть) в системах уп-  равления, плавности и легкости хода при работе системы.  ивапие тросовых систем заключается в ос- порения рулей и элеронов, тяг, качалок,	

пружин, гнезд и стопорных пальцев.

В механизмах стопорения должна быть выдержана соосность
осей гнезд и осей стопорных пальцев. Допускается смещение сто-

порного пальца относительно оси гнезда в продольном направле-
нии не более чем на ±2 мм. В положении «Расстопорено» (нижнее
положение рукоятки механизма управления стопорами) зазор меж-
ду торцом стопорного пальца и наружной поверхностью гнезда
должен быть в пределах 5± 1 мм. При положении «Застопорено»
руль направления и элероны должны находиться в нейтральном
положении, руль высоты — в крайнем нижнем положении, рычаги
управления газом — в положении малого газа.

Гнезда и стопорные пальцы системы управления рулями долж-
ны быть смазаны смазкой ЦИАТИМ-201, а гнезда и пальцы систе-
мы управления элеронами должны быть чистыми, сухими, без
смазки. Стопорные пальцы должны плотно, без зазоров входить
в стопорные гнезда.

При техническом обслуживании тросовой проводки необходимо
проверить, нет ли заломов, вмятин (засечек), обрывов отдельных
нитей или прядей тросов, нет ли трения тросов об элементы кон-
струкции самолета. Касание и трение троса допускается лишь
о текстолитовые направляющие. Обрывы нитей и прядей тросов
не допускаются. При наличии такого обрыва трос заменяется. При
обнаружении следов коррозии трос протирают ветошью до удале-
ния следов коррозии. Если при этом коррозйя не удаляется, трос
заменяют. Снимать коррозию шкуркой запрещается.

Поверхность тросов, соприкасающуюся с перемычками метал-
лизации, зачищают до металлического блеска и после установки
перемычек покрывают зачищенное место бесцветным лаком.

Протирать тросы разрешается только сухим обтирочным мате-
риалом. Смазывают тросы смазкой ЦИАТИМ-201 только на участ-
ках прохождения их через текстолитовые направляющие и через
гермовывод на шпангоуте № 40. На других участках смазка тро-
сов не допускается.

Натяжение тросов проверяется оттарированным тензометром
и должно быть в пределах, указанных в табл. 3, или соответство-
вать графику (рис. 62).

Новые тросы перед
постановкой (после вы-
тяжки) в течение 15—
20 мин пропитывают
смесью, состоящей из
50% лака 17А и 50%
льняного масла. Затем
тросы сушат при тем-
пературе 40—45° С в
течение 4—5 ч.

После регулировки
натяжения тросов их
резьбовые наконечники
должны быть ввернуты
в муфты тандеров на
одинаковую длину и
законтрены. Резьба на-
конечников не должна
выходить из муфт бо-
лее чем на 3 мм. При
крайнем положении ор-
гана управления рас-
стояние наконечника
троса от точки его сбе-
га с ролика должно
быть не менее 50 мм.

При осмотре роли-
ков тросовой проводки
проверяют, нет ли пере-
коса между осью тро-
са и плоскостью роли-
ка. Зазор между тросом

Рис. 62. График натяжения тросовой про-
водки

и

ребордой ролика должен быть не менее

0,1 мм. Трение троса о реборду ролика не допускается. Устанав-
ливать необходимый зазор между ребордой ролика и тросом
рекомендуется смещением ролика с помощью шайб. Проверяют
также, нет ли на ребордах роликов трещин, вмятин и выкра-
шиваний.

Беговые рабочие дорожки роликов не должны иметь сильной по-
тертости. Ролики с такими дефектами заменяют, причем новые
ролики должны соответствовать ГОСТ или нормали. При движе-
нии троса ролики должны вращаться на подшипниках без
заедания.

При осмотре гермовывода в местах прокладки тросов обраща-
ют внимание на резиновый сердечник. Если сердечник износился
или набух, его заменяют.

Не допускается излом осей тросов в местах прохождения их в
сердечнике гермовывода. Смещение гермовыводов от осей тросов
не должно превышать 3 мм.
При проверке работы системы управления триммерами руля
высоты необходимо убедиться, что штурвалы левого и правого пи-
лотов вращаются легко, без заеданий и рывков. Люфты в меха-
низмах штурвалов не допускаются. Не должно быть люфтов
и в управлении от кронштейна крепления тяг на триммерах руля
высоты до барабана, установленного на шпангоуте № 45. Люфт
на задней кромке триммера не должен превышать 1 мм. Допуска-
ется холостой ход (люфт) штурвала механизма триммеров не бо-
лее чем на ±5° оборота штурвала, что соответствует 5 мм линей-
ного перемещения троса.

При осмотре зубчатых цепей приводов от рулевых машин авто-
пилота с цепей и звездочек удаляют старую смазку салфеткой,
смоченной в обезвоженном керосине.

Перемещая штурвал, педали и штурвал управления триммера-
ми в крайние положения, проверяют, нет ли выработки в звеньях
и трещин в пластинах звеньев, не подрезает ли зуб звездочки зве-
но цепи. При наличии вышеуказанных дефектов цепи заменяют.
После осмотра, проверки и замены дефектных элементов цепей
и звездочек, их смазывают смазкой ЦИАТИМ-201.

При техническом обслуживании в процессе эксплуатации
самолета для обеспечения высокой степени надежности системы
управления закрылками выполняют следующие работы:

1.	Осматривают валы трансмиссии, карданы, болтовые соеди-
нения, винты подъемников, кронштейны и тщательно проверяют,
нет ли трещин в кронштейнах и выработки в карданных соедине-
ниях, особенно у гидропривода, ослаблений в болтовых соедине-
ниях, задиров или выработки на рабочей поверхности винтов подъ-
емников. Детали с такими дефектами заменяют.

2.	Проверяют работу системы управления закрылками:

а)	правильность показаний указателя положения закрылков
УПЗ-1 (допустимая погрешность в показаниях УПЗ-1 ±1°);

б)	правильность срабатывания концевых микровыключателей
возле датчика положения закрылков, установленного у нервюры 2
правой половины крыла; при резких ударах ограничителей о микро-
выключатели последние регулируют, затем, поворачивая гайку на
датчике положения закрылков, устанавливают стрелку на нуль
прибора УПЗ-1, расположенного на центральном пульте;

в)	запас хода гаек на подъемниках закрылков при их крайних
положениях, который должен быть не менее 3 мм; он определяется
зазором между обрезом наружной трубы и рисками УПН (упор
нижний) п УПВ (упор верхний), нанесенными на средней трубе.

3.	Осматривают гидропривод. Люфтов между шлицевыми ва-
ликами гидропривода и карданными валами не должно быть.
Трансмиссия должна вращаться в подшипниках легко, без заеда-
ний и биения. Подшипники не должны нагреваться. Допустимое
биение трансмиссии — не более 2 мм, а допустимый нагрев тру-
щихся поверхностей подъемника — не более 60° С.

Для замены отдельных элементов или узлов трансмиссии необ-
ходимо: полностью выпустить закрылки; рассоединить болтовые
соединения на участке, где необходима замена; снять вал транс-
миссии и поставить новый.

Перед установкой нового вала убеждаются, что на нем нет ри-
сок, вмятин, забоин и прогиба. На трубе допускается одна плавная
вмятина глубиной не более 0,5 мм. Забоины и риски допускаются
только в том случае, если их глубина не выходит за пределы
допусков на толщину стенки трубы. Риски и забоины зачищают
наждачным полотном № 200 и затем закрашивают бесцветным
лаком. Прогиб осей труб допускается не более 1 мм на 1 м длины.

При установке нового участка вала применяются новые болты
с увеличенным диаметром гладкой части при сохранении легко-
прессовой посадки.

После замены отдельных элементов или узлов трансмиссии
проверяют работу микровыключателей МКВ-2А (в коробке).

Время выпуска и уборки закрылков на 38-jo от оси должно
равняться 12,5—17 с. Время выпуска закрылков от аварийной гид-
росистемы на 15° не более 40 с, при этом напряжение на борту
самолета должно быть 28,5 В. Несинхронность отклонения одного
закрылка относительно другого не должна превышать 1°.

Трущиеся места в трансмиссии, ходовой винт и внутренняя по-
верхность гайки в подъемниках закрылков должны быть густо
смазаны смазкой ЦИАТИМ-201. Полость головки в подъемниках
должна быть на 2/з заполнена смазкой. Целиком заполняются
смазкой масленки, подшипники и внутренняя полость редуктора.

ГЛАВА IV

ШАССИ САМОЛЕТА

Шасси предназначено для поглощения и рассеивания энергии
самолета в момент приземления, обеспечения его разбега при взле-
те и пробега при посадке, а также передвижения по земле.

На самолете Ан-24 установлено трехопорное шасси с передней
опорой.

Устойчивость самолета при движении по земле обеспечивается
оптимальной компоновкой опор относительно его центра тяжести.
Передняя опора, расположенная впереди центра тяжести, практи-
чески исключает возможность опрокидывания самолета на нос.
Это позволяет применять резкое торможение колес, что значи-
тельно сокращает посадочную дистанцию. Кроме того, упрощается
посадка самолета.

Управляемая передняя опора и раздельное торможение колес
основных опор шасси облегчают путевое управление самолетом
и повышают путевую устойчивость при движении по земле.

При посадке самолет обладает определенным запасом кинети-
ческой энергии, зависящей от массы самолета и скорости его дви-
жения. Скорость самолета в момент посадки можно разложить
на составляющие: горизонтальную и вертикальную. Горизонталь-
ная составляющая скорости (посадочная скорость) определяет
кинетическую энергию, которая гасится постепенно во время
пробега самолета с помощью его тормозных устройств. Вертикаль-
ная составляющая скорости определяет энергию, которую необ-
ходимо поглотить и рассеять с помощью амортизации шасси.
Поглощая энергию посадочного удара, амортизация шасси сни-
жает нагрузки на элементы конструкции самолета. Большая часть
это(Цэнергии превращается в энергию сжатого газа в амортиза-
торах и сжатого воздуха в пневматиках колес. Часть энергии рас-
сеивается, превращаясь в тепловую энергию. Благодаря аморти-
зации шасси вертикальная скорость самолета гасится не мгновен-
но, а в течение некоторого промежутка времени.

На каждой основной опоре установлены на общей неподвижной
оси два колеса с пневматиками и дисковыми тормозами. На перед-*
ней опоре установлены на вращающейся оси два нетормозных ко-*
леса с пневматиками.

При взлете самолета шасси убирается вперед по полету: перед-
няя опора в нишу, а основные—в гондолы, совмещенные с гон-
долами двигателей. После уборки шасси створки отсека и гондол
закрываются, обеспечивая плавное обтекание шасси. Кинематика
открытия и закрытия створок устроена таким образом, что створки
закрываются при полностью убранном и полностью выпущен-
ном шасси. Это предотвращает попадание пыли и грязи в отсеки
шасси.

На случай полного отказа системы уборки и выпуска шасси
предусмотрена аварийная система выпуска шасси, которая обес-
печивает снятие шасси с замков убранного положения, а скорост-
ной напор создает необходимую силу для дожатая амортизацион-
ных стоек до полностью выпущенного положения и фиксации их в
выпущенном положении.

Основные опоры шасси

На самолете Ан-24 установлены основные опоры шасси одно-
стоечного типа с телескопическим азотно-масляным амортизато-
ром. Опоры устанавливаются в отсеках гондол двигателей на си-
ловых фермах, образованных передним и задним 7 (рис. 63) си-
ловыми шпангоутами гондолы, боковыми панелями 23 гондолы.
Сверху отсек ограничивается обшивкой центроплана, а снизу —
створками 12 и 31.

Основная опора шасси установлена на подшипниках узла 11
в стойках 9, которые вместе с подкосами 4 и 10 образуют силовую
ферму подвески шасси.

Пространственная силовая ферма образуется четырьмя трех-
звенниками, находящимися во взаимно перпендикулярных плоско-
стях и прямоугольником (четырехзвенником). Жесткость выше-
перечисленных элементов фермы позволяет воспринимать ударные
нагрузки при грубой посадке на одну опору шасси.
Рис. 63. Основная опора шасси:

/ — траверса; 2— центроплан; 3— узел передний крепления фермы шасси; 4, 10 — подкосы;
5 —узел крепления цилиндра-подъемника; 6 —• узел крепления шасси задний; 7 — стенка
шпангоута, отделяющая отсек шасси от отсека двигателя РУ19А-300; 8 — цилиндр-подъем-
ник; 9 — стойка; 11 — узел крепления опоры шасси к стойке; 12 — створка задняя; 13 — за-
мок выпущенного положения шасси; 14 — амортстойка; 15 — двухзвенник шарнирный; 16 —
ось; 17 — колесо КТ-94/2; 18 — метелка заземления токосъемника; 19 — рычаг привода меха-
низма управления створками; 20 — скоба подвески опоры шасси на замок убранного поло-
жения; 21, 25, 26 — трубы подкоса складывающегося; 22 —узел навески створки передней;
23 — паиель отсека шассн боковая; 24 — узел шарнирный складывающегося подкоса;
27 — качалка механизма управления створками; 28 — тяга горизонтальная управления створ-
ками передними; 29 — тяга вертикальная управления створками передними; 30 — замок от-
крытия створок шасси на земле; 31 — створка шасси основная; 32 —замок передних створок;

33 —замок убранного положения; 34 — ферма крепления замка убранного положения
Два трехзвенника образованы подкосом 4, стойкой 9 и силовой
нервюрой, третий — траверсой амортстойки 14, подкосом 10
и стойкой 9 и четвертый — подкосом 10, стойкой 9 и задним лон-
жероном центроплана. Четырехзвенник образован подкосами 4,
траверсой амортстойки 14 и передним лонжероном центроплана.

Силовая ферма шасси крепится к центроплану 2 на узлах 3
и 6, которые закреплены на нервюрах 5 и 6. Узлы 3 являются
одновременно п узлами навески складывающегося подкоса и си-
ловой фермы навески двигателя. Подкос состоит из труб 21, 25,
26, траверсы / и узла 24.

Выпуск и уборка основной опоры шасси осуществляется ци-
линдром 8, который шарнирно присоединен к узлу 5 и к рычагу
на траверсе амортстойки 14. В выпущенном положении шасси
удерживается складывающимся подкосом 24 и фиксируется зам-
ком 13 выпущенного положения. В убранном положении шасси
фиксируется замком убранного положения 33, подвешенного в от-
секе шасси на плоской треугольной ферме 34.

После уборки и выпуска шасси отсек закрывается створками
•31 и 12. Створки 31 навешены на кронштейнах. Механизм управ-
ления створок состоит из качалки 27, тяг 28 и 29. Открытие ство-
рок при уборке шасси производится перемещением рычага, уста-
новленного на траверсе шасси. При отклонении стойки на уборку
на 6° от фиксированного выпущенного положения створки 31 от-
крываются полностью и удерживаются в этом положении до того,
пока рычаг 19 управления механизмом створок не войдет в зев
рычага, установленного на качалке 27. Рычаг 19 поворачивает ка-
чалку 27, и створки закрываются. Для открытия створок на земле
при обслуживании самолета установлен замок 30. Створки в за-
крытом положении удерживаются замками 32.

Конструкция основной опоры шасси

Основная опора шасси состоит из амортстойки 14, траверсы,
узла крепления колес 17, приваренного к поршню амортстойки 14,
колес 17, закрепленных на оси 16. К узлу крепится метелка 18
токосъемника. К амортстойке 14 крепится двухзвенник 15, рычаг
привода механизма управления створками 19, скоба 20 подвески
опоры на замок убранного положения, узел 24 складывающего
подкоса. На траверсе шасси установлены (приварены) кронштей-
ны управления створками 31 и крепления цилиндра 8 уборки
и выпуска.

Амортизационная стойка (рис. 64) состоит из амортизатора,
траверсы 15 нижнего узла 20 крепления оси 21 колес и двухзвен-
ника 24, соединяющего шток 17 с цилиндром 9.

Цилиндр амортизационной стойки представляет собой толсто-"
стенную стальную трубу 9, к которой в верхней части приварена
треугольная траверса 15. В стенке цилиндра 20 сзади установлен
зарядный клапан 31. На верхнем хомуте 30, приваренном к ци-
линдру 9, спереди имеются
проушины для крепления ниж-
него кардана складывающегося
подкоса шасси и скобы фикса-
ции шасси в замке убранного
положения. Сзади на хомуте
30 имеется ушко для крепления
троса при буксировке самоле-
та хвостом вперед. На нижнем
хомуте 29 спереди установлен
рычаг механизма управления
большими створками. Сзади к
ушкам хомута крепится верхнее
звено 24 двухзвенника, на кото-
ром установлен концевой вы-
ключатель. Рычаг 27, нажи-
мающий на выключатель,
установлен на цилиндре 9.
Внутри цилиндра имеется
плунжер, который состоит из
штока 17, трубы 13 и двух диа-
фрагм: верхней 16 и нижней 18.

Полость, заключенная в ци-
линдре 9 и ограниченная диа-
фрагмами 16 и 18, представля-
ет собой полость гндрогазового
амортизатора, которая состоит
из двух цилиндрических и двух
кольцевых полостей. Цилинд-

рические полости внутри штока

17 И трубы 13, ограниченной Рис. 64. Стопка амортизационная ос-
диафрагмами 16 и 18, раздели-	новной опоры шасси

ются поршнем 14 с калиброван-

ным отверстием, кольцевые полости — направляющей буксы 11.

Отделение полости амортизатора от остальных объемов стой-
ки осуществлено диафрагмами 16 и 18, а герметизация — тремя
резиновыми кольцами, установленными в диафрагме 16 и двумя
резиновыми кольцами, установленными в диафрагме 18. Герме-
тизация кольцевой полости между трубой 13 и цилиндром 9 осу-
ществляется по телескопическому соединению трубы и штока
бронзовым кольцом 12.

Отделение этой полости от полости между цилиндром 9 и што-
ком 17 осуществлено уплотнительным узлом I, который состоит из:
золотникового кольца 10 и бронзовой направляющей буксы 11, на-
вернутой на резьбе на верхнюю часть штока 17 и законтренной
штифтом с резьбой на головке. Верхняя букса 11 служит также
направляющей штока 17.

В нижней части эта полость ограничивается уплотнительным
узлом, в который входят: нижнее 2 и верхнее 6 профилированные
Рис. 65. Схема работы амортизатора:
а — прямой ход; б — обратный ход

кольца, два кожаных 3, четы-
ре резиновых 4, три промежу-
точных металлических 5 коль-
ца и опорное кольцо 7. Уплот-
нительный пакет зажимается
гайкой 1 с сальниковым уплот-
нением, которое предотвраща-
ет попадание пыли и грязи в
уплотнительный узел II. Одно-
временно гайка 1 служит на-
правляющей штока 17 и огра-
ничителем его хода при неза-
ряженном амортизаторе. Огра-
ничителем хода штока 17 при
его выдвижении из цилинд-
ра 9 является ограничительная
гайка 8, которая на резьбе на-
вернута на среднюю часть што-
ка 17 и законтрена штифтом
с резьбой на головке.

К нижней части штока при-
варен узел 20 для крепления
оси 21 колес. Ось 21 фиксиру-
ется болтом. На оси выфрезе-
рованы шлицы для крепления
тормозных фланцев колес и
цилиндрические пояски под
подшипники колес. На концах
оси нарезана резьба под гайки
крепления колес.

Двухзвенник 24 не дает воз-

можность совершать вращательное движение штоку 17 во избежа-
ние самопроизвольного разворота колес основных опор шасси при
рулении, разбеге и пробеге. Кроме того, он является ограничи-
телем хода штока 17 при его выдвижении из цилиндра 9. Двух-
звенник состоит из двух звеньев, соединенных шарнирно бол-
том 25. В проушинах штока и цилиндра звенья 24 крепятся бол-
тами 23 и 28. На верхнем звене установлен кронштейн 26 с кон-
цевым выключателем. На болте 25 установлен кронштейн крепле-
ния электро- и гидропроводки. Болты двухзвенника смазываются
через масленки 22.

Работа а м ор т и з атор а. При обжатии амортизатора жид-

кость, находящаяся в штоке, выталкивается через центральное от-
верстие в поршне 4 (рис. 65, а) в верхнюю полость цилиндра. Одно-
временно жидкость из верхней полости цилиндра над буксой 5
через 24 калиброванных отверстия в буксе поступает в кольцевую
полость между цилиндром 1 и штоком 2, которая по мере обжатия
амортизатора увеличивается. При этом золотниковое кольцо 3

опускается вниз и не препятствует перетеканию жидкости.
Энергия удара самолета о землю на прямом ходе амортизатора
поглощается в результате сжатия азота в верхней части аморти-
затора, а также при перетекании жидкости через отверстия
в поршне 4 и буксе 5. При этом часть энергии, выделенная в ре-
зультате преодоления гидравлических сопротивлений при перете-
кании жидкости через отверстия в поршне и буксе, передается
в виде тепла стенкам цилиндра и рассеивается. Так как газ при
сжатии и расширении практически энергии не рассеивает, то вос-
принятая газом энергия аккумулируется и целиком возвращается
на обратном ходе амортизатора.

При прямом ходе (обжатие амортизатора) азот в гидрогазовой
полости дополнительно сжимается. Примерно 30% всей энергии
удара расходуется на сжатие азота, 40% на дросселирование
жидкости в поршне 4 и буксе 5 и 7% на преодоление трения
в уплотнительном узле. Остальная часть энергии удара погло-
щается пневматиками колес.

При полном поглощении энергии удара сжатие амортизатора
прекращается. Сжатый азот, возвращая аккумулированную в нем
энергию, выталкивает шток. Происходит обратный ход (рис.65,б).
Жидкость перетекает в обратном направлении. На обратном ходе
штока 2 кольцо 3 перемещается потоком жидкости в верхнее по-
ложение и перекрывает свободный проход жидкости из кольцевой
полости между штоком 2 и цилиндром 1 к отверстиям в буксе 5.
Жидкость из этой полости в полость, образованную цилиндром 1
и трубой 6, перетекает через зазор между торцами золотникового
кольца 3 и буксой 5, который ^составляет 5 мм. При дросселирова-
нии жидкости через этот зазор аккумулированная азотом энергия
превращается в тепло. Так как на обратном ходе сопротивление
жидкости значительно больше, чем на прямом, то и передвижение
штока происходит медленнее, смягчая тем самым удар.

Таким образом, часть энергии сжатого газа при обратном ходе
поглощается и рассеивается в результате гидравлического сопро-
тивления жидкости. Другая часть энергии возвращается самолету
в виде потенциальной энергии (центр тяжести самолета поднима-
ется). Она рассеивается при последующих циклах работы амор-
тизатора.

Колеса основных опор шасси. На каждой амортизационной
стойке основной опоры шасси установлено по два тормозных коле-
са КТ-94/2 с дисковыми гидравлическими тормозами.

Колесо (рис. 66) состоит из барабана /, дискового тормоза 9,
датчика 6 автомата торможения и шины 8. Барабан 1 отлит из
магниевого сплава. В ступицу барабана запрессованы два ради-
ально-упорных подшипника, на которых колесо устанавливается
на ось //. Между внутренними обоймами подшипников монтирует-
ся распорная втулка 12. От осевого перемещения относительно осп
колесо удерживается гайкой 13, которая контрится болтом.

С внешней стороны каждого подшипника установлены сальни-
ки 5 и 10, предохраняющие подшипники от попадания в них пыли
и грязи. Сальники также предотвращают вытекание смазки из
Рис. 66. Колесо тормозное КТ-94/2

подшипников. Для пред-
отвращения попадания
грязи внутрь колеса ба-
рабан с обеих сторон за-
крыт щитками 14 и 17.
Для привода датчика 6
автомата торможения на
барабане 1 установлена
шестерня.

Для монтажа шины
реборда 16 колеса выпол-
нена съемной. Она состо-
ит из двух полуреборд,
которые на собранном
колесе соединяются меж-
ду собой планками и бол-
тами. От осевого переме-
щения полуреборды удер-
живаются буртиком на
ободе барабана, относи-
тельно барабана — шпон-
ками 15.

Внутри барабана 1
установлен дисковый тор-
моз. Он состоит из кор-
пуса, четырех металлоке-
рамических дисков, вра-
щающихся вместе с коле-
сом, трех биметалличе-
ских дисков и нажимного
диска, неподвижных от-
носительно колеса. Кор-

пус тормоза закреплен
болтами на тормозном
фланце 3, установленном

на шлицах оси 11. Невращающиеся биметаллические диски и на-

жимной диск своими шипами входят в пазы цилиндрической части
корпуса. Вращающиеся металлокерамические диски своими ши-

пами входят и перемещаются в осевом направлении в двенадцати
направляющих, которые запрессованы и приклепаны с внутренней
стороны в пазы барабана 1.

На корпусе тормоза равномерно по окружности установлены
восемь тормозных цилиндров 7 и восемь узлов 2 растормаживания
с регуляторами зазора. Рабочие полости всех тормозных цилинд-
ров 7 соединены между собой кольцевым каналом, в который через
один общий штуцер подается рабочая жидкость на затормажива-
ние колеса.

Когда жидкость под давлением поступает в тормозные цилинд-
ры, поршни перемещаются в осевом направлении, выбирают пер-
воначальный зазор между дисками и затем сжимают тормозной
пакет. Колесо затормаживается. Одновременно нажимной диск
ведет за собой штоки узлов растормаживания и сжимает их воз-
вратные пружины. При сбросе давления из силовых цилиндров
пружины узлов растормаживания отжимают нажимной диск
и поршни цилиндров возвращаются в исходное положение. Колесо
растормаживается.

На колесах основных опор шасси установлены шины полубал-
лонного типа размерами 900x300X370. Покрышки имеют марки-
ровку «модель 8А». Рабочее давление в камерах равно
6+°.s кгс/см2.

Складывающийся подкос (рнс. 67) представляет Y-образную
плоскую ферму. Он состоит из траверсы 1, стальных тяг 4, 5 и 8,
узлов подкоса 6, 7 и 9, карданов 12 и 24. Отдельные элементы
подкоса соединяются болтами //, 16, 17, 19, 22 и крепятся на
узлах 2, 4, 10. В шарниры складывающегося подкоса ввернуты
масленки 13, 14, 18, 23. Верхним ухом 15 подкос 8 крепится к цент-
ральному кардану 12. С нижним карданом 24 к узлу 10 крепится
скоба 21 подвески шасси на замок убранного положения бол-
том 22, под гайку которого подложена втулка 20. Тяги верхняя 4
и боковая 5 соединены болтами с траверсой 1. В нижней части
к тяге приварен узел 6, который шарнирно соединен с узлом 7.
На узле 6 имеется ухо, к которому болтом прикреплен вильчатый
наконечник боковой тяги 4. К узлу 7, кроме тяги 4, крепится ниж*
няя тяга 8 и распор-замок выпущенного положения шасси. На-
конечник тяги 8 присоединяется к карданному узлу 9, который,
в свою очередь, шарнирно соединен с верхним узлом 10 на ци-
линдре амортстойки.

При уборке шасси поворот плоской фермы, состоящей из тра-
версы 1, тяг 4 и 5, осуществляется в подшипниках 3, зафиксиро-
ванных в кронштейнах 2 и в узле 7. Нижняя тяга 8 поворачивает-
ся в подшипниках узла 7 и узла 10.

Подшипники в кронштейне 2 и в верхней! части среднего узла
подкоса 7 состоят из бронзовых втулок и стальных полых болтов
3 и 11. Нижняя тяга 8 крепится в подшипниках, не имеющих брон-
зовых втулок. Все подшипники смазываются смазкой
ЦИАТИМ-201, набиваемой через масленки 13, 14, 18 и 23.

Траверса 1 на цапфах 3 устанавливается в передних узлах 2
силовой фермы шасси, которые в траверсе 1 стопорятся бол-
тами 17.

Механизм распора (рис. 68) предназначен для фиксации основ-
ной опоры шасси в выпущенном положении путем образования
звеньями 2 и 9 стрелы прогиба, обратной направлению складыва-
ния механизма распора.

Механизм распора ухом 1 крепится к кронштейну на траверсе
амортстойки, а вилкой 10 •— к среднему кардану складывающегося
подкоса 12 (см. рис. 67).

Механизм распора (см. рис. 68) состоит из звеньев 2 и 9, двух
коромысел 3, четырех пружин 4, гидроцплиндра 6, к крышке 7
Рис. 67. Подкос основной опоры шасси складывающийся
которого крепятся две штампованные тяги о, щек //и двух
серы 12, болта 14 с площадкой 15 для срабатывания концевого
выключателя 17.

Шток гидроцилиндра 6 связан со щеками И и 13 осью 14,
на которой навернута гайка 17. Серьги 12, к которым крепятся
пружины 4, со щеками 11 и 13 соединены болтом 18. Между ще-
ками 11, 13 и ушком 20 штока 16 гидроцилиндра 6 установлены
стальные распорные втулки 19 и 21, на которые насажены брон-
зовые втулки 22 под ушки звеньев 2 и 9 (рис. 68, вид Л).

Коромысло 3 крепится к звену 9 болтом 23 и удерживается
от проворачивания штифтом 24 (рис. 68, Г — Г). Тяга 8 присое-
диняется к звену 9 болтом 25, в который ввернута масленка 26
(рис. 68, В — В).

Механизм распора образован двумя штампованными из алю-
миниевого сплава звеньями 2 и 9, шарнирно соединенными между
собой стальной осью 14. На ось надеты стальные распорные втул-
ки 21 с хромированной наружной поверхностью. В отверстия
звеньев под ось запрессованы бронзовые втулки 22. Смазка сое-
динения осуществляется через осевой и радиальные каналы оси,
которая вводится через масленку 26, ввернутую на резьбе в торец
оси 14. Соединяемые осью концы звеньев снизу имеют упорные
кромки 27, которые при выпущенном положении главной опоры
упираются одна в другую. К упорной кромке заднего звена двумя
винтами крепится стальная накладка.

Двумя штампованными стальными тягами 8 на звеньях закреп-
лен гидроцилиндр 6, шток 16 которого с помощью сферического
подшипника 20 соединен с осью 14. Распорные втулки 21 и распо-
ложенный между ними сферический вкладыш подшипника зажаты
на оси гайкой 17. Соединения тяг 8 и щек 11 и 13 с гидроцилинд-
ром и звеньями распора выполнены шарнирными с помощью сталь-
ных болтов 14 и 25. В отверстия тяг 8 и щек 11 и 13 запрессованы
бронзовые втулки. Для смазки этих соединений болты 14 и 25 име-
ют осевые и радиальные сверления. В головки болтов ввернуты
масленки 26.

К крышке 7 корпуса гидроцилиндра 6 прикреплены болтами
две стальные направляющие шеки 11 и 13 с продольными проре-
зями, служащими направляющими оси 14. В прорези наружной
щеки 13 скользит головка оси, в прорези внутренней щеки И —
гайка 17.

Гидроцилиндр распора состоит из корпуса и навинченной на
него крышки 7 с проушинами для крепления тяг 8 и приливами
с внутренней резьбой для крепления щек 11 и 13. Вверху корпус
гидроцилиндра 6 имеет прилив с резьбой под штуцер подвода
жидкости от гидросистемы. Внутрь корпуса вставлен шток 16
с поршнем. На нижний конец штока навернут наконечник, в от-
верстие которого запрессован сферический подшипник 20. Уплот-
нение поршня в цилиндре и штока 16 в крышке 7 осуществляется
резиновыми кольцами, кроме того, в крышке (уплотнительном
узле) штока установлено войлочное кольцо.
Работа механизма распора. При полностью выпущен-
ном шасси звенья распора под действием пружин 4 удерживаются
в крайнем положении, при котором упорные кромки звеньев упи-
раются одна в другую. При этом продольные оси звеньев образуют
стрелу прогиба, обратную направлению возможного складывания
распора и равную 4±0,5 мм. В таком положении распор препятст-
вует самопроизвольному складыванию подкоса.

При уборке шасси жидкость из гидросистемы подается в над-
поршневую полость гидроцнлиндра 6, его шток перемещается
вниз, выбирает стрелу прогиба звеньев распора и переводит их
через нейтральное положение.

В дальнейшем распор не препятствует складыванию подкоса и
уборке основной опоры шасси.

При выпуске шасси складывающийся подкос, а вместе с ним
и распор выпрямляются, преодолевая усилие пружин 4. Шток
и поршень гидроцилиндра возвращается в верхнее положение, вы-
тесняя жидкость из надпоршневой полости в гидросистему.

Рис. 68. Замок выпущенного положения (распор) основной опоры шасси
Рис. 69. Гидроцилиндр
уборки-выпуска основной
опоры шасси

При последующем выпрямлении скла-
дывающегося подкоса в прямую линию
звенья распора проходят нейтральное по-
ложение и под действием пружин 4 уста-
навливаются на упоры. При этом сраба-
тывает концевой выключатель 5, установ-
ленный на щеке 13 распора, подавая в
кабину экипажа сигнал о фиксировании
основной опоры в выпущенном положе-
нии.

Гидроцилиндр уборки-выпуска основ-
ной опоры шасси показан на рис. 69.
Внутри корпуса 8 помещается шток 7 с
поршнем 9. Сверху на корпус навернута
головка 11, на которой имеются ушки
для крепления цилиндра к кронштейну,
установленному на центроплане. Снизу
в корпус вставлена букса 6. В нижний
конец штока 7 ввернут наконечник 1 с
ушком для крепления к рычагу аморти-
зационной стойки. Длина штока 7 регу-
лируется наконечником 1, который конт-
рится гайкой 2 и шайбой 3. Нижняя
крышка штока 7 крепится гайкой 4.

Поршень 9 относительно корпуса 8
уплотняется резиновыми кольцами и за-
щитными фторопластовыми шайбами,
установленными в две кольцевые канавки
на наружной поверхности поршня.
Шток 7 относительно буксы 6 также уп-
лотняется резиновыми кольцами и фто-

ропластовыми защитными шайбами. В нижней кольцевой канавке
буксы 6 установлено войлочное кольцо, предотвращающее попа-
дание пыли и грязи на рабочую поверхность буксы.

В приливе головки 11 установлен штуцер 10, через который
жидкость подается в цилиндр на уборку шасси и демпфер, замед-
ляющий ход штока 7 в конце выпуска. Демпфер представляет со-
бой конусный клапан, в котором выполнены дросселирующие от-
верстия, препятствующие свободному перетеканию жидкости
в конце выпуска шасси. Клапан прижимается к седлу пружиной.

При уборке шасси жидкость, поступающая через штуцер 10,
отжимает клапан от седла и проходит в цилиндр, минуя дроссель-
ные отверстия в клапане, в результате чего начало движения
поршня 9 происходит фактически без демпфирования. При даль-
нейшем движении вниз поршень открывает отверстие в стенке ци-
линдра и жидкость продолжает поступать в полость цилиндра,
минуя дроссель. Клапан демпфера при этом закрывается. Жид-
кость из нижней полости цилиндра (сливается через штуцер 5.
Рис. 70. Замок убранного положения основ-
ной опоры шасси

При выпуске шасси
жидкость из гидросисте-
мы поступает через шту-
цер 5 и перемещает шток
7 с поршнем 9 вверх. В
конце хода поршень пере-
крывает отверстие в стен-
ке цилиндра и жидкость
из верхней полости ци-
линдра начинает посту-
пать па слив только через
дроссельные отверстия в
клапане демпфера. Бла-
годаря этому выпуск ос-
новных опор шасси за-
медляется и заканчивает-
ся плавно, без удара.

Замок убранного поло-
жения основной опоры
шасси (рис. 70) предна-
значен для фиксирования
ее в убранном положении.
Он устанавливается на
центроплане крыла.

Замок убранного по-
ложения основной опоры
шасси состоит из корпу-
са 4, в котором смонтиро-
ван гидроцилиндр с порш-
нем 6. В нижней части
корпуса 4 установлены
щеки и концевой вы-
ключатель 13. К основ-
ным деталям замка отно-
сятся также защелка 15,
рычаги 9 и 11.

При нормальном выпуске шасси замок открывается следую-
щим образом. Жидкость АМГ-10, поступая в цилиндр через шту-
цер 5, отжимает поршень 6 в нижнее положение. При этом вмон-
тированный в шток поршня 6 винт 19, преодолевая сопротивление
пружины 21, приводит к повороту рычага 11 вокруг оси 12. Защел-
ка 15 освобождается и проворачивается относительно оси 18. В это

время серьга подвески опор шасси выходит из зева защелки 16
и опоры шасси начинают выпускаться под действием собственной
массы и напора жидкости, поступающей через штуцер 5 к ци-
линдру-подъемнику основной опоры шасси. Такая схема подвода
рабочей жидкости исключает возможность создания напора жид-
кости в цилиндре-подъемнике основной опоры шасси при закрытом
замке убранного положения. После выпуска опор шасси и фикса-
ции их в выпущенном положении кран шасси переводится в нейт->
ральное положение. При этом полость выпуска шасси сообщается
со сливом и поршень 6 под действием пружины 7 возвращается
в исходное положение. Рычаг 11 под действием пружины 21 воз-
вращается также в исходное положение, а защелка 15 под дейст-
вием пружины 21 прижимается к тыльной стороне крюка 16 и он
удерживается в открытом положении пружиной 17.

При уборке шасси серьга амортстойки входит в направляющие
щеки 22, нажимает на верхнее плечо крюка 16 и поворачивает его
относительно оси. При повороте крюк 16 своим зевом захватывает
серьгу амортстойки. Защелка 15 скользит по тыльной стороне
крюка 16 и при его полном повороте фиксирует крюк в закрытом
положении.

После того как защелка 15 попадает на выступ крюка 16 и за-
фиксирует его в закрытом положении, штырь 14, выдвинувшись из
корпуса концевого выключателя 13, замкнет контакты и в кабину
поступит сигнал о том, что шасси убрано (на табло загорится
красная лампа).

Если гидравлическая система не действует, шасси можно вы-
пустить аварийно, открыв замок убранного положения ручкой ава-
рийного открытия замков, которая связана с ним тросовой про-
водкой. При этом рычаг 9 отводит ващелку 15 и освобождает
крюк 16. Опоры шасси под действием собственной массы выводят
серьгу из зева крюка 16. Под действием массы и скоростного на-
пора шасси выпускается и устанавливается на замки выпущенного
положения.

Механизм управления створками. Отсек основной опоры шасси
закрывается двумя большими передними 31 и одной малой задней
12 створкой (см. рис. 63) .

Малая створка 12 закрывает отсек только при убранной опоре
шасси. Открывается малая створка 12 опорой шасси назад. Боль-
шие передние створки 31 при убранной опоре шасси запираются
в закрытом положении механическим замком 32, установленным
на стыке створок на переднем силовом шпангоуте гондолы. При
выпущенной опоре шасси створки в закрытом положении замком
не запираются.

На каждой большой створке 31 установлены три кронштей-
на 22 для их подвески к мотогондоле и скоба, которая при закры-
тых створках входит в механический замок 32.

При уборке и выпуске шасси управление передними большими
створками 31 осуществляется механизмом, кинематически связан-
ным с рычагами амортизационной стойки.

Привод механизма осуществляется от роликов рычагов 5 и 6
(рис. 71), установленных на амортизационной стойке. Механизм
управления большими створками состоит из кулисы 4, тяги 3, тру-
бы с рычагами и кулисой 2, двух телескопических тяг 1, управ-
ляющих створками.

Работает механизм следующим образом. В выпущен-
ном положении шасси (рис. 71, а) ролик рычага 5 входит в зев
кулисы 4 и удерживает ее в крайнем положении, при котором
тяги 1 удерживают створки в закрытом положении.

При уборке шасси (рис. 71,6) ролик рычага 5 выходит из зева
кулисы 4 и поворачивает ее вниз. Кулиса тянет за собой тягу 3,
которая поворачивает трубу. При повороте трубы тяги 1 начинают
открывать створки, а кулиса 2 начинает поворачиваться зевом
навстречу ролику рычага 6, установленному на стойке опоры шас-
си. Когда опора повернется на 35°, створки полностью открыва-
ются. При дальнейшем повороте стойки ролик рычага 5 продол-
жает перемещаться в зеье кулисы 4, однако кулиса остается не-
подвижной, так как прорезь ее зева спрофилирована так, что она
совпадает с дугой поворота ролика. Большие створки отсека по-
этому также остаются неподвижными и удерживаются в открытом
положении, пропуская опору шасси в отсек.

Прежде чем ролик рычага 5 выйдет из зева кулисы 4, в зев
кулисы 2 начинает входить ролик рычага 6 (рис. 71,в). Но при
движении ролика рычага 6 в зеве кулисы 2 створки до некоторого
угла поворота опоры также остаются неподвижными, так как про-
резь зева кулисы 2 на этом участке совпадает с траекторией дви-
жения ролика рычага 6. И лишь начиная с момента, когда до
полностью убранного положения опоры шасси остается 6°, ролик
рычага 6 начинает поворачивать вверх кулису 2, а с ней и трубу.
При повороте трубы тяги 1 начинают закрывать створки. Когда
опора шасси станет на замок убранного положения, передние
створки полностью закроют отсек (рис. 71,г).

При выпуске шасси механизм работает в обратном порядке.
Когда замок убранного положения опоры шасси откроется и опора
повернется на 6°, передние створки полностью откроют отсек (ра-
ботает ролик рычага 6 и кулиса 2). За 35° до полностью выпущен-
ного положения шасси они начинают закрываться, и к моменту

Рис. 71. Схема работы механизма управления большими створками основной
опоры шасси:

а — опора выпущена, створки закрыты; б, в — опора повернута на угол от 35 до 82°, створ-
ки открыты; г — опора убрана (повернута на 88°), створки закрыты
установки основной опоры
шасси на замок выпущенно-
го положения передние
створки закрываются пол-
ностью (работает ролик 5 и
кулиса 4).

При уборке основной
опоры шасси большие перед-
ние створки дополнительно
запираются на механиче-
ский замок; управляет его
работой замок убранного
положения опоры шасси.
Для этого к хвостовику за-
щелки 15 (см. рис. 70) кре-
пятся тросы, открываю-
щие механический замок
больших створок перед вы-
пуском шасси.

Управление малой створ-
кой осуществляется само-

стоятельным механизмом, состоящим из рычага и тяги. При вы-
пущенном положении опоры шасси створка открыта. При уборке
шасси створка закрывается постепенно.

Замок для открытия передних створок отсека основной опоры
шасси, установленный на кронштейне 7 (рис. 72), состоит из руч-
ки 11 со штоком 12, защелки 13 с пружиной 14, цилиндра 1, крю-
ка 4 и нервюры 8, которая является корпусом замка и одновре-
менно силовым элементом створки. Пружина 9 отжимает вверх
цилиндр 1 и крюк 4, вращающийся относительно оси 3, захваты-
вает болт качалки 5 при закрытом замке. К качалке 5 крепится
тяга 6 механизма управления створкой. Пружина 2 давит на
шток 12 и прижимает ручку 11 к защелке 13, которая удерживает
ручку 11 в гнезде створки.

Для открывания створки необходимо нажать защелку 13. Тогда
ручка 11 со штоком 12 переместится вниз до упора в цилиндр 1.
При вытягивании ручки 11 цилиндр 1 опустится, сжимая пружи-
ну 9, и выведет крюк 4 из зацепления с болтом качалки 5. Качал-
ка с тягой 6 останется на месте, а створка откроется. Для закры-
тия створки ручку 11 необходимо поднять вверх и нажатием на нее
рукой закрыть замок.

Передняя опора шасси

На самолете Ан-24 установлена передняя опора шасси одно-
стоечного типа с рычажной подвеской колес и азотно-масляным
амортизатором. При такой подвеске колеса крепятся не непосред-
ственно к штоку амортизатора, а к рычагу, кинематически свя-
Рис. 73. Передняя опора шасси

занному со штоком. Основным преимуществом рычажной под-
вески колес являются хорошие условия работы амортизатора.
Это особенно важно при эксплуатации самолета на аэродромах
с грунтовым покрытием. Кроме того, при рычажной подвеске колес
амортизатор имеет меньшие габариты. Передняя опора шасси
установлена в отсеке фюзеляжа, образованного шпангоутами № 1
и 4 и стенками (рис. 73). Узлы крепления стойки и цилиндра
подъема-выпуска и замка выпущенного положения закреплены на
шпангоуте № 4.

Передняя опора шасси (рис. 73) состоит из амортизационной
стойки 2 с рулевым цилиндром 9, двух нетормозных колес 1, ци-
линдра 10 уборки и выпуска опоры, замка выпущенного положе-
ния, замка 8 убранного положения, а также механизмов управле-
ния большими 3 и малыми 4 створками отсека передней опоры.
В выпущенном положении шасси большие створки 3 закрыты,
малые створки 4 открыты, а опора фиксируется с помощью замка
выпущенного положения, установленного в нижней части шпан-
гоута № 4.

При уборке передней опоры жидкость из гидросистемы под
давлением поступает в цилиндр замка выпущенного положения
и в полость уборки силового цилиндра 10 уборки-выпуска шасси.
После того как замок откроется, опора начнет убираться, приво-
дя в движение механизм управления створками, состоящий из тяг
5, 6, качалки 7, кронштейна 11с вилкой 13. Большие створки 3
открываются, пропуская опору в отсек, а затем закрываются.
Закрываются и малые створки 4. В убранном положении перед-
няя опора фиксируется замком 8 убранного положения.

При отрыве колес от земли амортизационная стойка 2 перед-
ней опоры устанавливается в нейтральном положении с помощью
специального центрирующего устройства.

При выпуске шасси жидкость из гидросистемы под давлением
поступает в цилиндр замка 8 убранного положения. Замок 8 от-
крывается, после чего жидкость направляется в полость выпуска
силового цилиндра 10 уборки-выпуска шасси (через цилиндр
замка убранного положения). Передняя опора шасси начинает
выпускаться.. Большие 3 и малые 4 створки отсека передней опоры
открываются и пропускают ее в отсек. Большие створки затем
закрываются, а малые створки остаются открытыми. В конце вы-
пуска опора становится на замок выпущенного положения.

Управление поворотом колес передней опоры шасси обеспечи-
вается с помощью рулевого цилиндра 9. Колеса при рулении могут
поворачиваться на угол 45° в каждую сторону от нейтрального
положения.

Амортизационная стойка передней опоры шасси воспринимает
и гасит нагрузки, действующие на переднюю опору шасси при
взлете, посадке и рулении самолета. Основными элементами
ее (рис. 74) являются: траверса 12, цилиндр 6, плунжер 22,
шток 21, рычаг 55 подвески колес, шатун 45, центрирующее уст-
ройство.

Траверса 12 является неподвижной частью амортизационной
стойки. Она выполнена методом горячей штамповки из алюминие-
вого сплава. С помощью траверсы передняя опора шасси крепится
в переднем отсеке. Для этой цели в верхней части траверсы име-
ются две головки, в которых болтами закреплены две стальные
цапфы <37 для крепления в разъемных подшипниках, установлен-
ных в отсеке передней опоры шасси. На цапфах <37 имеются вил-
ки, к которым крепится рулевой цилиндр. Кроме того, на каждой
головке установлены рычаги 36 для управления большими створ-
ками отсека. Несколько ниже левой головки траверсы имеются
два ушка для крепления цилиндра уборки-выпуска передней опо-
ры шасси. Сзади на траверсе установлено ухо, к которому крепит-
ся скоба 39 для фиксации передней опоры в замке выпущенного
положения. В передней части траверсы внизу имеются два ушка
3234 33 35 35

Рис. 74. Стойка амортизационная передней опоры шасси:

1 — скоба подвески передней опоры в убранном положении; 2 — рычаг устройства, устанав-
ливающего колеса в нейтральное положение; 3— стрелка-указатель обжатия амортизатора;
4 — шкала; 5 — кольцо упорное; 6— цилиндр амортизатора; 7 — гайка-букса; 8 — подшипник
упорный; 9— обтюратор подшипника; 10 — ролик; 11, 29, 38 — пальцы; 12— траверса;
13, 23 — подшипники игольчатые; 14 — кулачок центрирующего устройства; 15 — кольцо
поршня; 16 — поршень; 17 — клапан плавающий; 18 — кольцо распорное; 19 — пакет уплот-
нительный; 20, 24 — буксы; 21 — шток; 22 — плунжер; 25— шайба; 26, 30, 54— гайки; 27 —
кольцо стопорное; 28, 32, 50, 57 — крышки; 31 — поводок; 33 — клапан зарядный; 34 — кольцо
уплотнительное; 35, 36 — рычаги механизма разворота колес; 37 — цапфа; 39 — скоба креп-
ления опоры в выпущенном положении; 40, 46, 49, 53 — втулки; 41, 51 — осн; 42—пластина
контровая; 43 — виит; 44—игла; 45 — шатун; 47 — ось верхняя; 48 — ось нижняя; 52—болт;

55 — рычаг подвески колес; 56 — роликоподшипник конический; 57 — вилка рычага 2
со стальными втулками, на которых установлен кулачок 14 цент-
рирующего устройства.

Внутри траверсы расположен цилиндр 6. Так как траверса 12
является 'неподвижной частью амортизационной стойки, то поворот
передней стойки шасси осуществляется в результате поворота
цилиндра 6 внутри траверсы 12. Цилиндр 6 вращается на двух
игольчатых подшипниках 13 и 23 и упорном подшипнике 8. Под-
шипники 8, 13 и 23 установлены в кольцевых проточках в верхней
и нижней частях траверсы. Нижняя обойма подшипника 8 упира-
ется в кольцевой бурт на цилиндре 6.

Для защиты нижних подшипников 8 и 13 от попадания в них
пыли и грязи под упорный подшипник 8 установлен обтюратор 9
с войлочным кольцом. Верхний игольчатый подшипник защищен
войлочным кольцом, установленным в канавке буксы 24. Пакет
подшипников затягивается до устранения осевого люфта гайкой 26,
которая контрится стопорным кольцом 27.

Для поворота цилиндра 6 внутри траверсы к цилиндру паль-
цами 29 крепится поводок 31 рулевого механизма. Чтобы пред-
отвратить выход штока из цилиндра, в нижней части установлено
разрезное кольцо 5. Однако при полном выходе штока из цилинд-
ра гайка-букса 7 не будет опираться в разрезное кольцо 5, так
как полному выходу штока из цилиндра будет препятствовать
центрирующее устройство. Внизу цилиндр 6 заканчивается вилкой,
в ушки которой запрессованы бронзовые втулки 53. В верхнюю
часть цилиндра 6 вварена крышка 28, через которую проходит
труба плунжера 22.

Плунжер 22 неподвижен относительно цилиндра и крепится
к крышке цилиндра гайкой 30. В стенках трубы плунжера 22 для
прохода жидкости имеются радиальные отверстия. К трубе
плунжера крепится поршень 16, в кольцевой канавке которого
установлено разрезное кольцо 15, уплотняющее зазор между порш-
нем и внутренней поверхностью штока 21. В поршне 16 выполнено
одно осевое и два боковых калиброванных отверстия, через кото-
рые проходит жидкость из полости штока 21 в полость цилинд-
ра 6 и обратно.

Сверху над поршнем установлен плавающий клапан 17, пере-
крывающий боковые отверстия в поршне. В клапане также вы-
полнены два калиброванных отверстия для прохода жидкости,
которые по торцу клапана, прилегающего к поршню 16, соединены
кольцевой проточкой. Ход плавающего клапана 17 вверх по трубе
плунжера 22 ограничивается кольцевым буртиком. Для зарядки
амортизатора сверху в трубу плунжера ввернут зарядный кла-
пан 33.

При работе амортизационной стойки внутри цилиндра 6 пере-
мещается шток 21. Снаружи на шток 21 надеты верхняя букса 20,
которая упирается в ‘буртик штока, уплотнительный пакет 19
и распорное кольцо 18. Этот набор затянут на штоке гайкой-бук-
сой 7, законтренной шайбой. Уплотнительный пакет 19 набран из
пяти резиновых и двух кожаных манжет, между которыми уста-
новлены четыре распорных металлических кольца U-образного
сечения и два опорных кольца. Для защиты уплотнительного па-
кета от попадания в него пыли и грязи в кольцевой канавке на
наружной поверхности гайки-буксы 7 установлено войлочное
кольцо.

Снизу к трубе штока 21 приварена головка, к которой крепит-
ся профилированная игла 44, проходящая через осевое отверстие
в поршне 16. Игла затянута снаружи болтом. К ушкам на головке
штока 21 шарнирно крепится шатун 45.

Рычаг 55 служит для подвески колес и является тем звеном
передней опоры шасси, которое передает нагрузки непосредствен-
• но от колес на конструкцию опоры. Рычаг имеет верхнюю головку,
которой он крепится к цилиндру 6, нижнюю головку с подшипни-
ками 56, в которых устанавливается ось колес, и ушки в средней
части для крепления шатуна 45. На верхней головке рычага
установлены рычаг 2 центрирующего устройства и скоба 1 для
фиксации опоры в замке убранного положения. Нагрузки от ры-
чага 55 подвески колес передаются на шток 21 через ша-
тун 45. К штоку 21 шатун крепится с помощью оси 47 и крыш-
ки 50, которые стягиваются болтом. К рычагу 55 шатун крепится
аналогично с помощью оси 48 и крышки 57.

Центрирующее устройство служит для установки колес перед-
ней опоры шасси в устойчивое нейтральное положение при отры-
ве колес от земли. Оно состоит из рычага 2, закрепленного на ры-
чаге 55 подвески колес, и профилированного кулачка 14, уста-
новленного на траверсе 12. При отрыве колес от земли шток 21
под действием внутреннего давления азота выходит из цилиндра 6,
вследствие чего ролик 10, расположенный на рычаге 2 центрирую-
щего устройства, прижимается к профилированному кулачку 14
и скатывается в углубление в кулачке, устанавливая цилиндр 6
амортизатора вместе с рычагом 55 подвески колес в нейтральное
положение.

Чтобы можно было визуально определить величину обжатия
амортизатора, на оси крепления рычага 55 подвески колес уста-
новлена шайба-указатель 3, а на вилке цилиндра — шкала 4, от-
градуированная в миллиметрах хода штока амортизатора.

На рис. 75 показана схема работы амортизатора передней опо-
ры шасси. При ударе колес о землю рычаг подвески колес
поворачивается и через шатун перемещает вверх шток 2. При этом
жидкость, находящаяся в полости штока, через боковые и цент-
ральные отверстия в поршне и плунжере 5 выталкивается в по-
лость цилиндра. Жидкость частично заполняет объем газовой
камеры и сжимает газ. При сжатии газ поглощает часть энергии
посадочного удара самолета о землю. Однако газ практически не
рассеивает энергию, поэтому поглощенная газом работа аккуму-
лируется и будет передаваться на дросселирование жидкости и на
конструкцию самолета при обратном ходе амортизатора.

Кроме работы, необходимой для сжатия газа, будет затрачи-
ваться работа на дросселирование жидкости через боковые ка-
либрованные отверстия в
поршне и переменном кольце-
вом зазоре, образованном стен-
ками центрального отверстия в
поршне 3 и иглой 1 (плаваю-
щий клапан 4 на прямом ходе
амортизатора усилием жидко-
сти поднимается вверх). Из гид-
равлики известно, что при
перетекании жидкости через
дроссельные отверстия, обла-
дающие большим гидравличе-
ским сопротивлением, происхо-
дит потеря напора, так как
энергия затрачивается на со-
общение жидкости кинетиче-
ской энергии и на трение. Эта
часть энергии рассеивается,
передаваясь конструкции амор-
тизационной стойки в виде
тепла. Следовательно, работа,
поглощенная амортизатором
на прямом ходе, затрачивает-
ся на сжатие газа и на прео-
доление гидравлических сопро-
тивлений дроссельных отвер-
стий. Последняя часть энергии
рассеивается, а энергия сжа-
того газа аккумулируется для
совершения обратного хода
амортизатора.

При обратном ходе шток 2
под давлением газа движется
вниз и жидкость перетекает в
обратном направлении из по-

лости цилиндра в полость плунжера 5 и штока 3. Плавающий
клапан 4 прижимается к поршню 3, и жидкость в обратном на-
правлении перетекает через калиброванные отверстия в клапане,
которых меньше, чем отверстий в поршне.

При перетекании жидкости через дроссельные отверстия проис-
ходит потеря энергии, которая рассеивается в виде тепла. Следо-
вательно, одна часть энергии сжатого газа при обратном ходе што-
ка 2 амортизатора частично поглощается и рассеивается в резуль-
тате гидравлического сопротивления жидкости, другая часть
возвращается самолету. Эта часть энергии рассеивается при после-
дующих циклах работы амортизатора.

Усилия при проталкивании жидкости через дроссельные отвер-
стия в значительной степени зависят также от величины проходных
отверстий для жидкости и скорости обжатия амортизатора. При

Рис. 75. Схема работы амортизатора
передней опоры шасси:
а —прямой ход; б — обратный*ход
ударе колес о землю в первоначальный момент скорость движения
штока 2 при сжатии амортизатора велика. Соответственно будет
велико сопротивление жидкости при перетекании через отверстия,
а следовательно, и усилие на шток.

Чтобы сделать амортизацию более мягкой, т. е. обеспечить
плавное нарастание усилий в конструкции амортизатора применена
профилированная игла. Она спрофилирована так, что при перво-
начальном перемещении штока величина кольцевого зазора между
иглой и стенками центрального отверстия в поршне сохраняется
наибольшей, а по мере дальнейшего обжатия амортизатора посте-
пенно уменьшается.

Таким образом, при малых перемещениях штока 2 работа сил,
действующих на него, поглощается в основном сжатием газа, что
обеспечивает более мягкую амортизацию в первый момент после
посадки. Жидкость включается в работу тогда, когда часть энер-
гии уже поглощена газом и удар несколько ослаблен.

Колеса передней опоры шасси нетормозные. Они неподвижны от-
носительно оси 12 (рис. 76) и вращаются совместно с осью в под-
шипниках 8 рычага подвески колес.

Ось 12 устанавливается в нижней головке рычага 7 подвески
колес на двух роликовых подшипниках 8 и закрепляется от пере-
мещения гайками 13, которые через обтюраторы 9, предохраняю-
щие подшипники от попадания в них пыли и грязи, упираются во
внутренние обоймы подшипников. Гайки 13 контрятся относитель-
но оси болтами 10, которые центрируются вкладышами 11.

Колесо передней опоры шасси представляет собой литой бара-
бан 1 из магниевого сплава. Для предохранения ступицы колеса
от смятия при установке колес в нее с обеих сторон запрессованы
стальные втулки 2.

Съемная реборда 5 колеса выполнена в виде двух полуреборд,
которые в собранном колесе скрепляются между собой планками
и болтами. От проворачивания относительно барабана реборда пре-
дохраняется шпонками, а от осевого перемещения — буртиком
на ободе барабана.

Чтобы защитить внутреннюю поверхность колеса от попада-
ния грязи и влаги, барабан с обеих сторон закрыт щитками 4. Для
установки колеса на ось к барабану восемью болтами крепится
шлицевой фланец 6.

В собранном виде колесо устанавливается на оси 8 с помощью
шлицевого фланца 6, шлицы .которого входят в шлицы оси. От
осевого перемещения колесо удерживается гайкой 3, которая конт-
рится относительно оси двумя болтами. В торце шлицевого флан-
ца 6 выполнена кольцевая канавка, в которой установлено рези-
новое кольцо.

На колеса передней опоры шасси устанавливаются пневматики
размером 700X250 мм. Покрышки 14 имеют маркировку «Модель
6А». Давление в камерах 16 должно быть 4±0,5 кгс/см2.

Цилиндр уборки-выпуска передней опоры шасси (рис. 77). Внут-
ри цилиндра 7, на который наворачиваются верхняя головка 5
и нижняя головка 1, перемещается шток 2 с поршнем 3. Верх-
няя головка 5 имеет проушину, в которую запрессован сфе-
рический подшипник Для крепления цилиндра к узлу на шпанго-
уте № 4.

В нижний конец штока ввернут наконечник 9 со сферическим
подшипником для крепления цилиндра к траверсе амортизацион-
ной стойки. Длина штока регулируется с помощью этого наконеч-
ника, который контрится затем гайкой 11 и шайбой 10. Герметич-
ность подвижного соединения между поршнем 3 и цилиндром 1
обеспечивается набором уплотнительных и защитных колец из ре-
зины и фторопласта, установленных в кольцевые канавки на на-
ружной поверхности поршня. Уплотнение штока 2 в направляю-
щей нижней головки 7 осуществляется с помощью резиновых
уплотнительных колец и фторопластовых защитных шайб, уста-
новленных в две верхние кольцевые канавки в головке /. В ниж-
ней канавке установлено войлочное кольцо, которое защищает
уплотнительный пакет от грязи и пыли.

В приливе верхней головки установлен дроссель 6 и штуцер,
через который жидкость поступает на выпуск шасси. Дроссель 6
представляет собой набор шайб с калиброванными отверстиями.
Препятствуя свободному перетеканию жидкости, дроссель 6 соз-
дает необходимое демпфирование, благодаря чему начало выпуска
шасси происходит плавно, без удара.

При дальнейшем -движении на выпуск шасси поршень откры-
вает проходные отверстия в стенке корпуса 7 и жидкость поступает
в цилиндр, минуя дроссель. Шток начинает выпускаться быстрее.

Слив жидкости из нижней полости цилиндра происходит через
штуцер, минуя дроссель 8, установленный в приливе нижней
головки 1. В конце хода поршень перекрывает проходные отвер-
стия в стенке цилиндра и жидкость начинает сливаться через дрос-
сель 8, вследствие чего выпуск шасси замедляется и заканчивается
плавно, без удара.

Установленный на самолет силовой цилиндр уборки-выпуска
I должен иметь запас хода штока не менее 2 мм как на уборку, так
и на выпуск. Запас хода регулируется наконечником 9.

Механизм управления поворотом передней стойки шасси
(рис. 78) предназначен для поворота колес и состоит из поводка 1,
установленного на верхней части цилиндра амортизационной стой-
ки, рычага 2 и рулевого цилиндра 4. Рычаг 2 соединен с повод-
ком 1 с помощью оси 5 и сферической втулки. К цилиндру 4
рычаг крепится болтом 3.

Внутри корпуса 14 рулевого цилиндра 4, в который ввернуты
две гайки-буксы 8 и 17, помещается шток 6 с установленным на
нем поршнем 10.

Гайка-букса 8 контрится от проворачивания стопорной шай-
бой 7, а гайка-букса 17 — стопорным винтом 16. Уплотнительный
узел 23 фиксируется от осевого смещения упорной шайбой 13,
законтренной от проворачивания стопорным винтом 12.

На корпусе гайки-буксы 17 выполнен кольцевой паз, в который
входит ролик качалки системы обратной связи управления пово-
ротом колес. На концах штока 6 имеются проушины для крепле*
ния к цапфам траверсы амортизационной стойки.

Поршень 10 относительно корпуса 14 уплотняется резиновыми
кольцами 9, 15, 19—23. Кольца 19 и 22 защищены фторопластовы-
ми шайбами, предохраняющими кольца от выдавливания в зазор
между поршнем и корпусом. Шток 6 относительно гаек-букс 8, 17
уплотняется резиновыми кольцами и фторопластовыми шайба-
ми 19. Сальники, установленные в крайних канавках гаек-букс,

Рис. 78. Механизм управления поворотом передней стойки шасси
//

Рис. 79. Замок выпущенного положения передней опоры шасси

предохраняют уплотнительный пакет от попадания в него пыли
и грязи.

Когда жидкость под давлением поступает в одну из полостей
цилиндра, корпус 14 перемещается относительно штока 6 и через
рычаг 2 поворачивает поводок 1, а с ним рулевой цилиндр 4
амортизационной стойки.

При движении по земле с выключенным управлением поворота
колес рулевой цилиндр 4 выполняет функции гасителя колебаний.
Колебания цилиндра 4 амортизационной стойки через рычаг 2
передаются корпусу 14, который перемещается относительно што-
ка 6. Жидкость, вытекающая при этом из одной полости в другую
и обратно, перетекает через электромагнитный кран и дроссель,
который обеспечивает демпфирование колебаний.

Замок выпущенного положения передней опоры шасси
(рис. 79) служит для фиксирования передней опоры шасси в вы-
110
пущенном положении. Он установлен в отсеке передней опоры
шасси на стенке шпангоута № 4 и состоит из корпуса 1, крюка 2,
защелки 3, кронштейна 4 и расположенного на нем гидравличе-
ского цилиндра 5.

Корпус 1 замка выполнен в виде двух щек и фланца, которым
замок крепится к стенке шпангоута. Между щеками корпуса /
на оси 11 установлен крюк 2. С помощью пружины 17, концы
которой закреплены на болте 12, крюк 2 удерживается в открытом
положении. Кроме того, болт 12 является ограничителем: в него
упирается зуб крюка 2 при полном его открытии.

К корпусу замка крепится кронштейн 4, в прорези которого
на оси установлена защелка 3. Защелка прижимается к крюку 2
двумя пружинами 9, соединенными с хомутом 8.

При уборке передней опоры шасси замок открывается гидрав-
лическим цилиндром 5. Для сигнализации выпущенного положения
передней опоры шасси на корпусе замка установлен концевой
выключатель, управление которым осуществляется с помощью ва-
лика 10 (см. рис. 73,а), жестко связанного с защелкой 3.

При уборке шасси жидкость из гидросистемы через штуцер 7,
который законтрен гайкой 6, поступает в силовой цилиндр 5
и, сжимая пружину 14, перемещает поршень со штоком 13. Нако-
нечник 15 штока упирается в регулировочный винт 16 и, преодо-
левая усилие пружин 9, поворачивает защелку 3, которая выходит
из зацепления с крюком 2 и освобождает его. Крюк 2 под дейст-
вием пружины 17 поворачивается и освобождает скобу передней
стойки. Замок открывается, и опора начинает убираться.

Когда давления в цилиндре 5 нет, шток 13 под действием пру-
жины 14 перемещается в исходное положение. Пружина 9 прижи-
мает защелку к тыльной стороне крюка 2, и он пружиной 17
удерживается в открытом положении.

При выпуске шасси скоба амортизационной стойки входит
в направляющие щеки корпуса 1 и, нажимая на хвостовик крю-
ка 2, поворачивает его. Крюк 2 при повороте захватывает своим
зевом скобу и фиксируется в закрытом положении защелкой 3.
При повороте защелки 3 валик 10 нажимает на шток концевого
выключателя и замыкает его. В кабине загорается зеленая лампа,
сигнализирующая о том, что передняя опора шасси выпущена
и зафиксирована замком выпущенного положения.

Замок убранного положения передней опоры (рис. 80) пред-
назначен для фиксирования передней опоры шасси в убранном
положении. Замок крепится болтами 7 к кронштейну 1, располо-
женному на полу кабины экипажа под центральным пультом.
Так как замок установлен в негерметичной части фюзеляжа, то
для герметизации кабины экипажа между кронштейном 1 и кор-
пусом 10 замка установлено уплотнительное кольцо 9.

Замок состоит из следующих основных частей: корпуса 10,
внутри которого помещен шток 8 с поршнем и пружиной 16, крю-
ка 20, установленного в прорези корпуса на осп 22, и защелки 18,
размещенной в прорези корпуса на валике 15. На ступице крю-
Рис. 80. Механизм ручного привода (а)
открытия замка (б) убранного положения
передней опоры шасси

ка 20 установлена пружи-
на 19, удерживающая крюк
в открытом положении, а на
хвостовике — ролик 17, по
которому скользит зуб за-
щелки 18. В закрытом поло-
жении защелка 18 удержи-
вается пружиной 11. На
корпусе установлены на»
правляющая щека 21 для
скобы амортизационной
стойки и концевой выклю-
чатель 13 сигнализации уб-
ранного положения перед-
ней опоры шасси.

Замок убранного поло-
жения может быть открыт
как от гидросистемы, так и
с помощью ручного привода.
Аварийный ручной привод
состоит из ручки 6 и трубы
3 с толкателем 2. Ручка
установлена на центральном
пульте 4 кабины экипажа
справа и закреплена на
пульте кронштейна 5.

Работает замок
следующим образом. При

выпуске шасси жидкость из
гидросистемы через штуцер 23 поступает в силовой цилиндр
и, сжимая пружину 16, выдвигает поршень со штоком 8 из ци-
линдра. Наконечник штока давит на регулировочный винт 14
и, растягивая пружину И, поворачивает защелку 18, при этом
освобождается ролик 17 крюка 20. Крюк под действием пружи-
ны 19 и массы амортизационной стойки поворачивается до упора
и освобождает скобу амортизационной стойки, которая начинает
выпускаться.

Под действием жидкости шток 8 продолжает выдвигаться даль-
ше и открывает отверстие штуцера 24, через который жидкость
подводится в цилиндр уборки-выпуска на выпуск.

Натяжение пружины 16 регулируется гайкой 12, которая ввер-
тывается в корпус 10.

Если напора в цилиндре нет, то шток 8 под действием пружи-
ны 16 втягивается внутрь корпуса 10. При этом пружина 11 воз-
вращает защелку 18 в исходное положение, а крюк 20 удержива-
ется пружиной в открытом положении.

При аварийном ручном открытии замка его механизм работает
аналогично. Только в этом случае шток 8 выдвигается толкате-
лем 2 при повороте ручки 6.
При уборке шасси скоба амортизационной стойки входит
в направляющую щеку 21 и, нажимая на крюк 20, поворачивает
его вокруг оси; при этом крюк своим зевом захватывает скобу
амортизационной стойки.

Одновременно ролик 17 набегает на скос зуба защелки 18 и по-
ворачивает ее, растягивая пружину 11. При дальнейшем повороте
крюка защелка 18 захватывает ролик 17 и фиксирует крюк в за-
крытом положении.

При повороте крюка 20 толкатель 2 нажимает на шток кон-
цевого выключателя 13. Выключатель замыкается, и в кабину по-
дается сигнал о том, что передняя опора шасси убрана и зафик-
сирована замком убранного положения.

Механизм управления створками отсека передней опоры шасси.
Отсек передней опоры шасси закрывается двумя парами створок:
передними большими и задними малыми. Передние большие створ-
ки закрывают отсек при выпущенном и убранном положении
передней опоры шасси. Открываются большие створки наружу
отсека.

Задние малые створки закрывают отсек только при убран-
ном положении передней опоры шасси. Открываются малые створ-
ки внутрь отсека.

Большие створки отсека передней опоры шасси состоят из
каркаса наружной и внутренней обшивок. Обшивки приклепаны
к каркасу, состоящему из набора поперечных нервюр. На каждой
большой створке установлено по два кронштейна, на которых
створки подвешиваются к фюзеляжу. По стыкам с фюзеляжем
створки уплотняются резиновым профилем.

При уборке и выпуске шасси каждая большая створка управ-
ляется отдельным механизмом, установленным на боковой стенке
отсека передней опоры шасси.

Привод механизмов (рис. 81) осуществляется от рычагов 7
амортизационной стойки 1. Каждый механизм состоит из качалки
5, тяг 5 и 3.

При уборке шасси наконечник 6, установленный на рычаге 7
амортизационной стойки 1, поворачивается и толкает вверх ка-
чалку 4, которая поворачивается против часовой стрелки и опу-
скает вниз тягу 3, открывающую створку 2. Створки открываются
и пропускают амортизационную стойку в нишу шасси (рис. 76,6).
При дальнейшем движении стойки 1 на уборку наконечник 6 на-
чинает тянуть тягу 5 вниз. При этом качалка 4 поворачивается
по часовой стрелке и тянет вверх тягу 3, которая закрывает
створку 2.

При убранном положении шасси створки полностью закрыты,
а тяга 3 и качалка 4 занимают то же положение, что и при выпу-
щенном положении шасси.

При выпуске шасси механизм управления створками работает
в обратном порядке.

Малые створки отсека передней опоры шасси при уборке и вы-
пуске также управляются двумя самостоятельными механизмами,

установленными на боко-
вых стенках отсека перед-
ней опоры шасси.

Замок открытия ство-
рок (рис. 82). Чтобы обес-
печить доступ в отсек пе-
редней опоры шасси на
земле, на левой большой
створке установлен замок.
Он состоит из корпуса 3,
штока 15, крюка 7, на-
правляющей 5, пружин 4
и 12, втулки 14. Пружина
4 упирается нижним кон-
цом в шайбу 13.

Для открытия створ-
ки 11 необходимо нажать
на защелку 2, после чего
ручка 1 под действием
пружины 4 выйдет из
своего гнезда, а затем

Рис. 82. Замок для открывания створок пе-
редней опоры шасси

потянуть ручку 1 вниз.

При этом шток 15, опускаясь вниз, сжимает пружину 12 и выво-
дит крюк 7 из зацепления с пальцем 8. Створка открывается.
Кронштейн 10 с тягой 9 остаются на месте.

Сигнализация уборки и выпуска шасси

Для контроля за уборкой и выпуском шасси на самолете име-
ется световая и звуковая сигнализация (рис. 83).

На замках убранного и выпущенного положения каждой опоры
шасси установлены концевые выключатели 1, 4, 5, 11, сигнализи-
рующие о том, что шасси выпущено или убрано и зафиксировано
замком выпущенного или убранного положения. Сигнал от кон-
цевых выключателей поступает на пилотажно-посадочный сигна-
лизатор 9.

Когда шасси выпущено, на сигнализаторе 9 горят зеленые
сигнальные лампы S; когда шасси убрано, горят красные сигналь-
ные лампы 6.

Звуковая сигнализация служит для предупреждения пилота
о необходимости выпустить шасси перед заходом на посадку. Если
при убранном положении шасси убрать газ, то замыкается мик-
ровыключатель 2, связанный с системой управления газом двига-
теля, и включается электросирена 3 и загорается табло 10 «Вы-
пусти шасси».

Рис. 81. Схема работы механизма управления большими створками передней
опоры шасси:

а — опора выпущена; б — опора убирается; в—опора убоана
Основные рекомендации по техническому обслуживанию шасси

Безотказная работа шасси может быть гарантирована лишь
при периодическом выполнении определенного комплекса работ
в соответствии с регламентом по техническому обслуживанию са-
молета Ан-24.

Основными видами регламентных работ по шасси являются:
смазка шарнирных и подвижных узлов; зарядка воздухом камер
колес; зарядка маслом (жидкостью) АМГ-10 и азотом цилиндров
амортизационных стоек шасси; регулировочные работы.

Смазка шарнирных и подвижных соединений в соответствии
с регламентом по технологической карте производится
ЦИАТИМ-201, маслом веретенным АУ и НК-50.

Силовые шарнирные узлы стоек шасси и подкосов смазываются
смазкой ЦИАТИМ-201. Узлы навески створок, замки и механизмы
управления створками смазываются веретенным маслом АУ. Оси
колес смазываются смазкой НК-50.

Зарядка воздухом камер колес производится от баллонов со
сжатым воздухом зарядным шлангом с редуктором.

Камеры колес передней опоры шасси заряжаются до давления
4+о,5 кгс/см2, а основных опор шасси — до давления 6+0’5 кгс/см2.

Разность давлений в одной паре колес (передних или основ-
ных) не должна превышать 0,2 кгс/см2:

Зарядка жидкостью АМГ-10 и азотом цилиндров амортизаци-
онных стоек шасси производится на самолете, вывешенном на гид-
роподъемниках на высоту, соответствующую полному ходу амор-
тизатора, плюс 3—5 см, что обеспечивает полный отрыв колес от
земли. После вывешивания самолета на гидроподъемниках отвин-
чивают колпачки зарядных клапанов и нажатием штоков заряд-

Рис. 83. Схема сигнализации положения шасси
Таблица 4

Обжатие стойки, мм	0	80	85	90	95	100	105	по	115	120	125
^Давление азота, кгс/см2	15+1	29 ±2	31 ±2	33±2,5	36±2,5	39±2,5	43 ±3	47 ±3	52±3	58 ±3	65 ±3

Таблица 5

Обжатие стойки, мм	Видимое зеркалр штока, мм	Давление азота, кгс/см*	Обжагие стойки, мм	Видимое зеркало штока, мм	Давление азота, кгс/см*
0	312±2,5	27±1	210	102	69 ±3,5
180	137	54 ±2	215	97	72±3,5
185	127	56,5±2,5	220	92	75 ±4
190	122	59 ±3	225	87	78,5 ±4
195	117	61 ±3	' 230	82	82 ±4,5
200	112	64±3,5	235	77	86±4,5
205	107	66,5±3,5	240	72	90 ±5

ных клапанов отверткой или специальным приспособлением
стравливают азот из цилиндров стоек. Затем из полостей цилинд-
ров выворачивают зарядные клапаны, через образовавшиеся от-
верстия заливают по 100—200 см3 жидкости АМГ-10 и плавно
обжимают амортизаторы до упора. При полностью обжатом
амортизаторе жидкость должна находиться на уровне отверстия
под зарядный клапан. Пены и пузырьков азота в жидкости не
должно быть. Они удаляются доливкой жидкости до тех пор, пока
из отверстия не польется чистая жидкость. Затем в отверстия ци-«
линдров вворачивают зарядные клапаны, контрят их.

Зарядка азотом производится через зарядный клапан от бал-
лона с азотом через зарядный шланг при полностью выпущенном
штоке амортизатора.

В случае просачивания 'масла АМГ-10 из-под уплотнительных
манжет амортизатора необходимо подтянуть гайку-буксу, сжимаю-
щую пакет уплотнительных манжет. Если после этого просачива-*
ние гидросмеси не прекращается, то манжеты заменяют новыми.

Давление азота в переднем амортизаторе должно быть равным
15 + 1 кгс/см2, а в основных амортизаторах — 27±1 кгс/см2. За-
рядку амортизаторов азотом проверяют по обжатию амортизаци-
онных стоек. Давление азота в амортизаторах в зависимости от
величины обжатия стойки в миллиметрах для передней стойки ука*
зано в табл. 4, а для основных стоек — в табл. 5.

Регулировочные работы. При замене цилиндров-подъемников
или амортизационных стоек необходимо производить регулировку
механизмов управления створками шасси и проверку запаса хода
штоков цилиндров-подъемников.
Несоблюдение правил регулировки и проверки запаса хода
механизмов управления створками и хода штоков цилиндров убор-
ки-выпуска шасси может привести либо к поломке элементов
механизмов управления створками вследствие возникновения
больших усилий при закрытии створок, либо к вибрации в полете
и последующему разрушению этих элементов и узлов навески
створок вследствие неплотного прилегания створок и их отсоса
в полете.

Регулировка механизмов управления створками и проверка за-
паса хода штоков цилиндров-подъемников производится на само-
лете, вывешенном на гидроподъемниках.

Механизм управления большими створками передней опоры
шасси необходимо регулировать в такой последовательности (см.
рис. 73).

1.	Отрегулировать механизм при выпущенной передней опоре
шасси:

а)	открыть левую створку 3 передней опоры шасси;

б)	установить переднюю опору шасси самолета на замок 12
выпущенного положения и стравить давление в цилиндре 10 убор-
ки-выпуска;

в)	отсоединить тяги 5 и 6 от качалок 7 и рычагов //;

г)	установить нижний наконечник тяги 5 >на расстояние 38 мм
от торца рычага 11, вворачивая или выворачивая наконечник;

д)	установить оси отверстий больших плеч качалок 7 на рас-
стояние 235 мм от обшивки потолка ниши передней опоры, регули-
руя длину тяги 5. Нижним наконечником соединить тяги 5 с нако-
нечниками 13 рычагов //;

е)	вворачивая или выворачивая верхние наконечники тяг 6,
отрегулировать длину тяг 6 так, чтобы створки плотно (без натя-
га) прилегали к фюзеляжу, т. е. передние концы их вписывались
в контур фюзеляжа; соединить тяги 6 с качалками 7, закрыть
левую створку.

Допустимый выход задних кромок больших створок 3 за кон-
тур фюзеляжа по оси вращения малых створок 4 не должен пре-
вышать 4 мм.

2.	Отрегулировать механизм управления большими створками
при убранной передней опоре шасси:

а)	осторожно убрать шасси и убедиться, что передняя опора
стала на замок 8 убранного положения; стравить давление в ци-
линдре;

б)	если нужно, установить створки 3 так, чтобы они были
заподлицо с обводами фюзеляжа и плотно к нему прилегали; уве-
личение натяга створок 3 обеспечивается вворачиванием наконеч-
ников 13 рычагов 11; один полный оборот наконечника рычага
на 180° дает перемещение конца створки примерно >на 7 мм;

в)	на коней створки 3 по оси симметрии самолета в плоскости
шпангоута № 2 подвесить груз массой 15 кг, передние концы
створок должны вписываться в контур фюзеляжа; допустимое
несовпадение контуров створок с обводом фюзеляжа ± 1 мм;
г)	создать давление в силовом цилиндре на уборку 150 кгс/см2.
При этом зазор между задними концами больших сТворок 3
и передними концами малых створок 4 должен быть не более
10 мм; максимальное давление в гидросистеме при установке
опоры на замок убранного положения не должно превышать
120 кгс/см2;

д)	осторожно выпустить шасси и проверить прилегание ство-
рок к ободам фюзеляжа.

3.	После регулирования механизма управления створками
должно быть обеспечено:

а)	вписывание створок в контур фюзеляжа при установлен-
ной передней опоре шасси на замок 8 убранного положения
и стравленном давлении в цилиндре 10 уборки-выпуска; допусти-
мое несовпадение .контуров ± 1 мм;

б)	зазоры между пневматиками колес и створками во всех
положениях передней опоры шасси самолета должны быть не ме-
нее 20 мм;

в)	расстояние между концами створок должно быть не более
200 мм при аварийном срыве передней опоры шасси с замка 8
убранного положения. В начальный момент демпфирования (опора
зависла у замка выпущенного положения) створки должны быть
прикрыты; величина демпфирования регулируется запасом хода
цилиндра 10 уборки-выпуска; при увеличении запаса хода цилинд-
ра на выпуск уменьшается величина демпфирования и .расстояние
между створками в момент зависания передней опоры шасси;
запасы хода силового цилиндра при давлении в гидросистеме
150 кгс/см2 на выпуск или уборку шасси — не менее 2 мм.

4.	После окончательной регулировки механизма управления
створками 3 на рычагах // затянуть гайки и законтрить их, ото-
гнув шайбы. Момент затяжки гаек должен быть 1500+150 кгссм.

Механизм управления створками основных опор шасси необхо-
димо регулировать в такой последовательности (см. рис. 84).

1.	Отсоединить направляющие трубы от карданов замков, снять
трубы.

2.	Отсоединить тягу 5 от рычага 3 и наконечника 6 кулисы 4.

3.	Отрегулировать положение ролика 10 на рычаге 2 аморти-
зационной стойки:

а)	убрать опоры шасси и завести ролик 10 в паз кулисы 4, ку-
лиса не должна поворачиваться при прохождении ролика по пря-
мому участку паза;

б)	устранить поворот кулисы 4 перестановкой ролика 10 по
шлицам рычага 20.

4.	Выпустить опоры шасси, подсоединить тягу 5 к рычагу 3
и наконечнику 6 кулисы.

5.	Отрегулировать длину тяги 5:

а)	медленно убрать опору шасси, завести ролик 10 в паз кули-
сы 4, ролик должен входить в паз без натяга;

б)	устранить натяг вворачиванием или выворачиванием регу-
лировочного наконечника тяги 5.
a)

Рис. 84. Регулировка механизма управления створками основной опоры шасси
(fl) и положение роликов относительно кулис вначале открытия створок при вы-
пуске шасси (6)

6.	Отрегулировать положение ролика 9 на рычаге 8 амортиза-
ционной стойки:

а)	зафиксировать стойку в положении конца открытия створок
при выпуске опоры шасси (ролик 10 выходит на прямой участок
кулисы 4);

б)	замерить зазор между роликом 9 и кулисой 7;

в)	установить зазор в пределах 0,5—2 мм перестановкой роли-
ка по шлицам рычага 8.

7.	Отрегулировать прилегание створок при убранном положе-
нии опоры шасси:

а)	убрать опору шасси и установить на замок убранного поло-
жения;

б)	присоединить тягу 1 к замку створок, закрыть створки:

в)	отрегулировать прилегание створок изменением длины тя-
ги 1 так, чтобы давление в гидросистеме в линии уборки в момент
установки опоры на замок убранного положения было равно 120—
130 кгс/см2.

8.	Отрегулировать прилегание створок при выпущенном поло-
жении опоры шасси:

а)	выпустить шасси и установить на замок выпущенного по-
ложения; •

б)	вворачивая и выворачивая наконечник 6 кулисы 7, отрегу-
лировать прилегание створок так, чтобы горизонтальное усилие,
приложенное к оси колес для установки (дожатия) опоры на за-
мок выпущенного положения после механического (ручного) сры-
ва с замка убранного положения, не превышало 100 кгс. При
выворачивании наконечника 6 натяжение створок увеличивается,
при вворачивании — уменьшается.

9.	Установить направляющие трубы на тяги 1, присоединить
трубы к карданам замков. Закрыть створки.

10.	Убрать и выпустить ипасси. Запас хода цилиндров уборки-
выпуска проверяется в положениях «Шасси выпущено» и «Шасси
убрано» при выпуске и уборке штока от наземных источников
питания. Он необходим для создания усилия прижима створок ме-
ханизмом управления створками и выбора люфтов.

ГЛАВА V

ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

На самолете Ан-24 смонтированы две автономные гидравличе-
ские системы, обслуживающие одни и те же силовые приводы:
основная и вспомогательная (аварийная).

Особенность гидравлической системы заключается в том, что
при неработающих потребителях во всех магистралях рабочие по-
лости потребителей сообщаются со сливом и, таким образом, вся
система, за исключением источников давления, нагрузок от напора
рабочей жидкости не несет. Они используются в качестве силового
привода таких органов, как шасси, управление поворотом перед-
ней опоры, закрылки, а также в тормозных основной и аварийной
системах, системах останова (аварийного) двигателей с одновре-
менным флюгированием воздушных винтов АВ-72, в управлении
работой стеклоочистителей.

В основной системе источников давления установлены насосы
постоянной производительности 623АН по одному на каждом дви-
гателе АИ-24. Это дает возможность пользоваться гидросистемой
при отказе одного из двигателей. При неработающих двигателях
можно использовать аварийную систему источников давления,
а при обслуживании самолета на земле к гидравлической системе
через бортовые приемные штуцера можно подключить стационар-
ные или передвижные источники давления. Через эти штуцера
производится дозаправка гидробака предварительно очищенной
жидкостью АМГ-10. Очистка жидкости производится, как правило,
фильтрами с размером ячеек 3—5 мкм.

Основным преимуществом гидравлической системы с насосами
постоянной производительности является то, что насосы работают
во время полета практически без нагрузки. Они на короткое время
начинают работать под нагрузкой только при срабатывании по-
требителей и при дозарядке гидропневматических аккумуляторов.

Высотность гидравлической системы обеспечивается наддувом
гидробака воздухом, отбираемым за X ступенью компрессора каж-
дого двигателя АИ-24. Бак во время полета находится под избы-
точным давлением 1±0,1 кгс/см2.
Основные технические данные гидросистемы

Рабочая жидкость........................ АМГ-10

Давление, кгс/см2:
в основной системе...................... 155 ±5

» аварийной »	............... 160+15

» наддува гидробака................. 1 ±0,1

» стояночного торможения колес . . .	55—65

Максимальное давление торможения колес,
кгс/см2................................. 95+5

Зарядка газовой камеры гидроаккумулято-
ров техническим азотом II сорта давле-
нием, кгс/см2:
гидроаккумулятора 24-5636-0 .............. 60+3

»	24-5637-0 .........	85 + 5

Емкость гидросистемы.................... 60 л

Система источников давления основной гидросистемы

В систему источников давления основной гидросистемы входят
следующие агрегаты (см. рис. 85): гидробак 8 с установленными
на нем предохранительным клапаном /, фильтром гидробака, мас-
ломером 5 и краном слива 9, клапаны 12 разъема, гидронасо-
сы 20, обратные клапаны 23, фильтр 24, автомат разгрузки 26,
датчики давления 25, перепускной клапан 21, гидроаккумуля-
тор 22, электромагнитный кран 38, гидроаккумулятор 28 с газовым
баллоном 29 и зарядным клапаном 30, бортовые клапаны всасы-
вания 13 и нагнетания 14.

При работе двигателей жидкость АМГ-10 поступает из гидро-
бака 8 через разъемные клапаны 12 к гидронасосам 20 и далее,
через обратные клапаны 23, фильтр 24 и автомат разгрузки 26—
в линию к кранам потребителей. Таким путем жидкость поступает
в систему до тех пор, пока давление не повысится до 155 +
±5 кгс/см2. При достижении этого давления автомат разгрузки 26
переключает гидронасосы 20 на холостой ход, направляя жид-
кость от насосов непосредственно на слив в гидробак. В этом слу-
чае гидронасосы 20 создают давление 10—15 кгс/см2, необходимое
для преодоления гидравлического сопротивления магистралей от-
вода жидкости в бак.

Давление в системе в период работы гидронасосов в режиме
холостого хода поддерживается гидроаккумуляторами 22 и 28.
Если давление в системе снизится до 120+5 кгс/см2 (вследствие
утечек или срабатывания одного из потребителей), то автомат
разгрузки 26 вновь соединит гидронасосы 20 с линией давления,
пока оно вновь не повысится до 155±5 кгс/см2.

Основными факторами, влияющими на частоту срабатывания
автомата разгрузки в эксплуатации, являются температура рабо-
чей жидкости и наличие внутренних или наружных утечек.

Основными функциями гидропневматических аккумуляторов
являются следующие:
обеспечение останова двигателя и аварийного флюгирования
воздушных винтов (гидроаккумулятор 22);

обеспечение основного и аварийного торможения колес (гидро-
аккумулятор 22);

стояночное торможение колес;

сокращение времени уборки шасси (гидроаккумулято-
ры 22 и 28).

При включении какого-либо потребителя жидкость поступает
на его работу вначале от гидроаккумуляторов 22 и 28, а затем,
когда давление в системе снизится до 120+5 кгс/ом2, в работу
включаются гидронасосы 20 и подают жидкость потребителю.

Когда потребление жидкости больше производительности гид-
ронасосов (в частности, при уборке или выпуске шасси), жидкость
от гидроаккумуляторов продолжает поступать в систему. При этом
давление в системе может снизиться до 30—60 кгс/см2. Давление
в гидроаккумуляторе 22 при работе на общую систему может
снизиться только до 120 + 3 кгс/см2. Дальше гидроаккумулятор 22
может разряжаться только при торможении колес шасси и ава-
рийном флюгировании винтов. С системами основного и аварий-
ного торможения и флюгирования гидроаккумулятор 22 соединен
непосредственно, помимо перепускного клапана 21.

Перепускной клапан 21 отключает гидроаккумулятор 22 от ос-
тальных потребителей, когда давление в нем понизится до
120+3 кгс/см2. При этом давлении гидроаккумулятор 22 обладает
энергией, достаточной для торможения колес шасси, аварийного
флюгирования воздушных винтов и останова двигателей. Таким
образом, при потере давления в основной системе гидроаккумуля-
тор 22 служит как аварийный источник давления. Зарядка его
газовой полости азотом пройзводится до 60+3 кгс/см2.

Когда потребление жидкости меньше подачи насосов 20, дав-
ление в тидроаккумуляторах 22 и 28 повышается, так как избыток
жидкости от насосов идет на их зарядку. Зарядка гидроаккумуля-
тора 22 происходит через обратный клапан 23, а гидроаккумуля-
тора 28 — через электромагнитный кран 38. Гидроаккумулятор 28
заряжается во всех случаях, когда давление в системе превышает
давление в этом гидроаккумуляторе, за исключением случая, когда
происходит уборка шасси. В период уборки шасси кран 38 отклю-
чает гидроаккумулятор 28 от линии зарядки. При этом гидроакку-
мулятор 28, разряжаясь при уборке шасси, сокращает время убор-
ки. Давление зарядки его газовой камеры 85 + 5 кгс/см2 выбрано
из условия максимального сокращения времени уборки.

Для защиты. гидросистемы от чрезмерных повышений давления
в конструкции автомата разгрузки 26 предусмотрен предохрани-
тельный клапан 27, который срабатывает при давлении 170±
±10 кгс/см2. Режим этот является аварийным, так как насосы
испытывают перегрузку, а также происходит чрезмерный нагрев
жидкости.

Насосы 20 питаются жидкостью по линиям всасывания от гид-
робака 8. Гидробак 8 установлен в наиболее высокой точке гид-
Рис. 85. Принципиальная

/ — клапан предохранительный 634300М; 2 — редуктор Н5810-700М; 3 — штуцер забора
воздушные; 7 — фильтр гидравлический низкого Давления; 8 — гидробак 24-5610-80; 9—
12 — клапан разъема 670200; 13 — клапан всасывания бортовой 1882А-4Т; 14 — клапан
ления; 16 — клапан предохранительный ГА-92-00-3; /7 —кран вентильный 662600; 18 —
20 — гидронасос шестеренчатый 623АН; 21 — клапан перепускной 24-5619-0; 22—гидроакку
гидравлический высоконапорный 8Д2966018-2Г; 26— автомат разгрузки ГА-77Н; 27 клапан
азотный 24-5639-0; 30— клапан зарядный 800600А; 31 — редуктор ГА-159/5; 32 — кран выпуска
паны редукционные тормозные ГА-92/2; 35— клапан аварийного торможения УГ-106У; 36—
иичения расхода 24-5633-0; 38“-кран электромагнитный ГА-140; 39— кран уборки и выпуска
ный 24-5623-0; 43 — бочок дренажный; 44 — кран слива; 45 — дроссель; 46 — клапан отсечный.
У Г-102-00-7; 50— дроссель 24-5628-0; 51 —* замок убранного положения передней опоры
и выпуска передней опоры шасси; 54 — регулятор оборотов Р68 ДТ-24М; 55 — подпорный
торможения УЭ-24/1-2; 58—клапан слива 24-5611-0; 59— кран электромагнитный ГА-192;
61 -г гидромотор ГМ-36; 62 — дроссель УГ-102-00-5; 63—кран управления поворотом передней
положения основных опор шасси; 66 — замок выпущенного положения основных опор шасси;
вентильный ГА-230 управления стеклоочистителями; 71— дозатор ГА-172-00-2; 72 —дроссель
75—гидропривод стеклоочистителя ГА-211-00-5; 76 —

росистемы для того, чтобы обеспечить статической напор жидко-
сти и ее подачу самотеком к насосам в случае отказа системы
наддува. Гидробак заправляется жидкостью не полностью. Во вре-
мя работы гидросистемы уровень жидкости в гидробаке изменя-
ется. Уровень понижается из-за перехода части жидкости в гидро-
аккумуляторы при зарядке системы; в рабочие цилиндры — в свя-
124
схема гидросистемы:

воздуха на двигателе; 4 — клапан обратный Н5810-270; 5 — масломер МЭ-1866; 6 — фильтры
кран слнва; 10 — штуцер бортовой наддува гидробака; 11 — клапан стравливания бортовой;
нагнетания бортовой 1923А-1Т; 15 — станция насосная резервной системы источников дав-
фильтр гидравлический высокого давления 8Д296015-2; 19, 25 — датчики давления ИД-240;
мулятор тормозной системы 24-5636-0; 23 — клапан обратный СМ2-5500-2140; 24 — фильтр
предохранительный автомата разгрузки; 28 — гидроаккумулятор 24-5637-0; 29 — баллон
и уборки закрылков ГА-163/16: 33 — кран аварийного выпуска закрылков ГА-192; 34 — кла-
кран вентильный перепуска жидкости на слнв из системы уборки шасси; 37 — клапан огра-
шасси Г А-142/1; 40, 41 — краны аварийного флюгирования ЭТ-56-470; 42 — клапан челноч-
47 — гидрозамок 24-5620-0;	48 — выключатель гидравлический УГ-34/2;	49 — дроссель

шасси; 52 — замок выпущенного положения передней опоры шасси; 53 — цилиндр уборки
клапан; 56 — клапан челночный 24-5623-0; 57 — электромагнитный кран автоматического
60 — кран электромагнитный ГА-164М/2 управления поворотом передней опоры шасси;

опоры шасси; 64 — цилиндр уборки и выпуска основных опор шасси; 65 — замок убранного
67, 68 — клапана челночные; 69 — клапан переключения 24-5632-0; 70 — кран дроссельный
24-56270; 73 — кран электромагнитный КЭ-5-OO-l; 74 — клапан предохранительный 24-5638-М-0-2;
цилиндр тормозной; 77 — цнлнндр рулевой

зи с увеличением их объема при выдвижении штоков, в тормозные
цилиндры — во время торможения. При обратных процессах уро-
вень ее повышается в результате возврата жидкости в бак.
В гидробак 8 жидкость сливается через фильтр 7, предназначен-
ный для очистки ее от крупных механических примесей. Кроме
того, фильтр 7 способствует уменьшению пенообразования.
Рис. 86. Гидробак

Количество жидкости в гидробаке контролируется электриче-
ским масломером 5, поплавковый датчик которого вмонтирован
в бак 8. Кроме того, его можно контролировать масломерной
линейкой, закрепленной на крышке горловины.

Клапаны 12 служат для быстрого разъема и соединения тру-
бопроводов без слива жидкости из системы при монтаже и демон-
таже двигателей. Непосредственно на выходе из каждого насоса
установлены обратные клапаны 23. В случае выхода из строя од-
ного из насосов 20 они предотвращают поступление к нему жид-
кости под давлением от другого работающего насоса.

Для контроля за работой гидросистемы установлены два дат-
чика 25, подключенные к двухстрелочному указателю манометра
2ДИМ-240. Один из них установлен после автомата разгрузки 26
(замеряет давление в основной системе), а другой — после гид-
роаккумулятора 22 (замеряет давление в аккумуляторе тор-
мозов) .

Бортовой клапан 14, меныпего размера, служит для подключе-
ния шланга нагнетания от наземной установки. Клапан 13, боль-
шего размера, служит для подключения шланга всасывания.

Азотные камеры гидроаккумуляторов заряжаются через за-
рядные клапаны 30 с помощью специального приспособления.

Гидробак (рис. 86) является емкостью для жидкости АМГ-10,
питающей основную и аварийную гидросистемы. Полный объем
бака — 37 л. Он установлен на фюзеляже слева, под задним зали-
зом центроплана. Бак — цилиндрической формы, сварной, выпол-
нен из листового алюминиевого сплава АМг-6.

В баке установлена горизонтальная перфорированная диафраг-
ма 7 с вырезами под фильтр, сетку заливной горловины и попла-
вок масломера. Диафрагма служит для гашения колебаний уровня
жидкости в баке при эволюциях самолета.
Бак имеет штуцеры отбора жидкости в основную и аварийную
системы. Заборное отверстие штуцера 8 для питания основной си-
стемы выведено сбоку вблизи горизонтальной оси бака, чем обес-
печивается одинаковое превышение уровня жидкости над забор-
ным отверстием при возможных продольных кренах самолета.
Штуцер 9 забора жидкости в аварийную систему установлен не-
сколько ниже штуцера основной системы. Это обеспечивает
некоторый запас жидкости в баке (8 л), необходимый для питания
аварийной системы, если в основной системе жидкости нет.

В нижней части бака имеется отстойный стакан с краном сли-
ва 10. Сверху на баке расположены две горловины: заливная 4
с сетчатым фильтром и масломерной линейкой и горлови-
на для датчика 2 масломера, а также штуцер 3 для подключения
системы наддува гидробка. Для защиты гидробака от чрезмерного
повышения давления наддува на баке установлены два предохра-
нительных клапана на штуцерах / и 3, отрегулированные на дав-
ление 1,5+0,3 кгс/см2.

Жидкость из системы в гидробак сливается через штуцер 5
слива и щелевой фильтр 6. Щелевой фильтр предназначен для
очистки жидкости, поступающей в гидробак от крупных взвешен-
ных механических частиц и предотвращения пенообразования.

Фильтрующий элемент выполнен из специальной профилиро-
ванной проволоки с размером фильтрующих щелей 120+10 мкм.

При повышении перепада давления на фильтре до
1,7+0-2 кгс/см2, что может произойти при чрезмерном загрязнении
фильтрующего элемента или при значительном повышении вязко-
сти жидкости (при температуре —50°С и ниже), установленный
в фильтре перепускной клапан открывается и пропускает жидкость
в гидробак мимо фильтрующего элемента.

В расходном баке установлен датчик 2 масломера из комплек-
та дистанционного электрического масломера МЭ-1866. Указатель
масломера установлен на пульте левого пилота. Поплавок, нахо-
дящийся на поверхности жидкости, при изменении уровня жидко-

Рис. 87. Гидронасос 623АН
сти перемещает ползунок реостата. Изменение сопротивления на
плечах реостата вызывает изменение силы тока, протекающего
в рамках показывающего прибора. При этом рамка отклоняется
вместе со связанной с ней стрелкой прибора.

Объем рабочей жидкости, замеряемый масломером, составляет
от трех до 30 л. Остаток рабочей жидкости после слива через шту-
цер аварийной системы равен 0,7—0,8 л.

Гидронасосы 623АН шестеренчатого типа (рис. 87) создают
давление в основной гидросистеме. Насос 623АН имеет относитель-
но малую массу и габариты. Подача насоса при давлении 160±
±5 кгс/см2 составляет 16—19,5 л/мин, а при давлении
10—15 кгс/см2—22—23 л/мин. Увеличение КПД насоса с умень-
шением давления происходит вследствие уменьшения утечек через
радиальные зазоры.

Поскольку частота вращения ротора двигателя АИ-24 на всех
эксплуатационных режимах постоянна, то и частота вращения
ротора насоса 623АН также постоянна и составляет 2520 об/мин.
Направление вращения правое (по часовой стрелке).

При указанной частоте вращения насос нормально работает
без кавитационных явлений при напоре на входе 0,25 м и более
столба рабочей жидкости. Максимальная мощность насоса —
5 кВт.

Насос 623АН состоит из следующих основных элементов: кор-
пуса 4, ведущей 3 и ведомой 10 шестерен, уплотнительного узла 2,
торцевого уплотнительного узла 8, расположенного в крышке 7,
и игольчатых подшипников 9.

Для установки на двигатель у насоса на корпусе 4 имеется
фланец с центрирующим буртиком и рессора 1 для сочленения
муфтой 11с приводом двигателя.

В корпусе 4 насоса расположены ведущая шестерня 3, выпол-
ненная заодно с приводным валиком (рессорой /), ведомая (ше-
стерня 10, игольчатые подшипники 9 с обоймами 6, бронзовые
подшипники 5 и манжетное уплотнение 2. В крышке 7 насоса име-
ются две глухие расточки, в которых помещены втулки 8 с пру-
жинами.

Цапфы шестерен работают в игольчатых подшипниках 9, со-
стоящих из стальных обойм 6, внутри которых расположены
стальные иглы. На обоймы 6 напрессованы бронзовые подшип-
ники 5.

Уплотнение приводного валика ведущей шестерни осуществля-
ется армированными резиновыми манжетами 2. Для слива просо-
чившейся через уплотнение жидкости в корпусе просверлено дре-
нажное отверстие.

Особенностью конструкции насоса является гидравлическая
компенсация торцовых зазоров шестерен, что обеспечивает по-
стоянство гидравлических параметров насоса в процессе эксплуа-
тации. Компенсация осуществляется следующим образом. Из ка-
меры нагнетания жидкость по сверлениям и каналам в корпусе
и крышке насоса поступает под обоймы 6 подшипников. Под дав-
128
Рис. 88. Фильтр гидравлический
8Д2966018-2Г

лением рабочей жидкости тор-
цы обойм плотно прижима-
ются к торцам шестерен и
обеспечивают постоянный кон-
такт между шестернями 3 и
бронзовыми втулками 5, кото-
рый по мере износа втулок 5
и торцовых поверхностей ше-
стерен 3 не нарушается. Часть
жидкости, выжимаемой по за-
зорам, поступает на смазку
подшипников, а затем по ка-
налам в крышке и отверсти-
ям в шестернях — в камеру
всасывания. При неработаю-
щем насосе прижим втулок 5
с торцами шестерен 3 обеспе-
чивается с помощью втулок 8
пружинами.

Обратные клапаны СМ2-
5500-2140 и 674600/Б предна-
значены для пропускания жид-
кости по трубопроводу только
в одном направлении.

Обратный клапан 674600/Б
отличается от обратного кла-
пана СМ2-5500-2140 тем, что
в нем перекрытие канала про-
изводится конусным клапаном,
а не шариком.

Гидравлический фильтр 8Д2966018-2Г (рис. 88) предназначен
для очистки рабочей жидкости от загрязнений. Он установлен на
правой боковой стенке заднего зализа центроплана и состоит из
стакана 1, в котором размещается фильтрующий элемент 2, крыш-
ки 3 фильтра, внутри которой размещаются перекрывное устрой-
ство и уплотнительные детали.

Фильтроэлемент 2 представляет собой гофрированный цилиндр,
состоящий из двух сеток: наружной фильтровальной сетки сарже-
вого плетения с тонкостью фильтрации 12—16 мкм и внутренней
каркасной сетки из нержавеющей стали. Снизу к фильтроэлемен-
ту 2 приварено днище, а сверху — фланец для крепления его
в стакане 1. Фланец одновременно является опорой для отсечного
клапана 7.

Перекрывное устройство дает возможность снять и заменить
фильтроэлемент без слива жидкости из системы. Оно состоит из
седла 11, которое удерживается в крышке 3 стопорным кольцом 12,
отсечных клапанов 7 и 13 и пружин 8 и 9.

Работает фильтр следующим образом. Жидкость из системы,
поступающая через входной штуцер 6, проходит через кольцевой
зазор между седлом 11 и отсечным клапаном 7 и далее через про-
рези во фланце фильтроэлемента 2 попадает в кольцевую по-
лость А между стаканом 1 и фильтроэлементом 2. Проходя через
фильтроэлемент в полость Б, жидкость очищается и через выход-
ной штуцер поступает в систему.

При засорении фильтроэлемента, когда перепад давления на
фильтре возрастает до 7 ij кгс/см2, отсечной клапан 7 поднима-
ется вверх, сжимая пружину 8, и жидкость через кольцевую щель
между клапаном 7 и фланцем фильтроэлемента 2 проходит в по-
лость Б и далее в систему, минуя фильтроэлемент. Уплотнение
клапана и его седла осуществляется резиновыми уплотнитель-
ными кольцами 10 и 5.

Для снятия фильтроэлемента 2 необходимо вывернуть ста-
кан / из крышки 3. При этом фланец фильтроэлемента отходит от
отсечного клапана 7, который под действием пружины 8 переме-
щается вниз до тех пор, пока его фаска не сядет на седло 11.
Благодаря этому входной штуцер 6 будет перекрыт н жидкость
из магистрали не будет поступать в полость А. Одновременно под
действием пружины 9 перемещается вниз и второй отсечной кла-
пан 13, который садится на свое седло и разобщает выходной
штуцер от полости Б фильтра. Отсечные клапаны 7 и 13 перекры-
вают систему раньше, чем уплотнительное кольцо 4 выйдет из
контакта с крышкой 3, в результате чего количество жидкости,
теряемой гидросистемой при снятии фильтроэлемента, равно объ-
ему стакна 1.

Основные технические данные фильтра

Пропускная способность..................

Диапазон рабочих температур:
рабочей жидкости........................

окружающей среды....................

Тонкость фильтрации ....................

Гидравлическое сопротивление чистого
фильтра при максимальном расходе и
температуре рабочей жидкости и окружа-
ющей среды 25±10°С......................

Давление открытия перепускного клапана
при нормальном перепаде давления на
фильтроэлементе ........................

Масса сухого фильтра....................

60 л/мин

от —60 до +120° С
от —60 до +100° С
12—16 мкм (допус-

кается I % частиц
до 25 мкм)

не более 1,8 кгс/см2

7^| кгс/см2

2,5 кг

Автомат разгрузки ГА-77Н предназначен для разгрузки насо-
сов 623АН в то время, когда не работают потребители и давление
в гидропневматических аккумуляторах превышает 120±5 кгс/см2.
Он установлен справа под задним зализом центроплана с фюзе-
ляжем.

Автомат разгрузки (рис. 89) состоит из следующих основных
элементов, смонтированных в корпусе 13: чувствительного элемен-
та (датчика), в который входят плунжер 14, золотник-датчик 16,
Рис. 89. Автомат разгрузки ГА-77Н

пружина 17, гильза 15 и опора 18; промежуточного золотника,
включающего в себя золотник 19, полукольцо 12, пластинчатую
пружину 11, упор 10 и гильзу 9; сервозолотника, включающего
золотник 8, гильзу 21, пружину 20; обратного клапана, в который
входит шарик 22, пружина и втулка 7 и предохранительного
клапана, состоящего из датчика и сервопоршня, датчик включает
в себя шарик 4, седло 3, опору 5 и пружину 6, сервопоршень —
поршень 1 и пружину 2.

Когда давление в системе и гидропневматическом аккумуляторе
ниже 120 + 5 кгс/см2, то жидкость, поступающая от насосов, отжи-
мает шарик 22 обратного клапана и проходит в систему и на за-
рядку гидроаккумуляторов.

При повышении давления в системе, а следовательно, и в гид-
ропневматическнх аккумуляторах до 155+5 кгс/см2 напор жидко-
сти от гидроаккумулятора преодолевает сопротивление пружины 17
5*	131
Рис. 90. Схема работы автомата разгрузки:
а — насосы разгружены; б — насосы нагружены, идет дозарядка системы; в — насосы
нагружены, открыт предохранительный клапан

чувствительного элемента автомата разгрузки и перемещает ниж-
ний золотник 16 влево. Золотник 16 своей выточкой соединяет ка-
нал а с каналом е, и жидкость поступает в левую полость проме-
жуточного золотника 19. Правая полость золотника 19 (канал с)
при этом соединяется со сливом. Под действием перепада давления
золотник 19 перемещается вправо. При переходе в крайнее правое
положение золотник 19 своим конусом раздвигает полукольца 12,
ударживаемые пластинчатой пружиной 11, и становится на замок,
что предохраняет золотник 19 от перемещения при толчках и виб-
рации.

Теперь своими выточками золотник 19 соединяет правую по-
лость золотника 8 с линией напора (каналом а), а левую — с ли-
нией слива (каналом ж). Золотник 8, преодолевая сопротивление
пружины 20, перемещается влево и своей выточкой соединяет ка-
нал а со сливом. Жидкость от насосов проходит через канал а
в полость верхнего золотника и по сливной магистрали поступает
в бак. Насосы переходят на режим холостого хода и создают дав-
ление 10—15 кгс/см2, необходимое лишь для преодоления гидрав-
лических сопротивлений магистрали, отводящей жидкость в бак.

Когда давление в системе и в гидропневматическом аккумуля-
торе упадет ниже 120±5 кгс/см2 (рис. 90,6), усилие на золот-
ник 16 со стороны пружины станет больше, чем усилие на золот-
ник от жидкости. Золотник 16 передвинется вправо и соединит
левую полость (канал е) промежуточного золотника 18 со сливом,
а правую полость (канал с) — с линией давления. Промежуточный
золотник 19 переместится влево и через золотник 8 соединит его
левую полость с линией давления, а правую — с линией слива.
Тогда золотник 8 переместится вправо и перекроет путь жидкости
от насосов к сливной магистрали. Теперь жидкость в систему
может поступать по единственно возможному пути — через обрат-
ный клапан 22 в систему и на зарядку гидропневматических акку-
муляторов.

Если в системе давление возрастет выше 155 кгс/см2, а авто-
мат разгрузки не переключает насосы на холостой ход (вследствие
заедания золотников или по другим причинам), в работу вклю-
чается предохранительный клапан (рис. 90,в). Он открывается при
давлении 170+10 кгс/см2 и соединяет полость давления со сливной
магистралью. Такой режим является аварийным (насосы пере-
гружены), а энергия, потребляемая насосами, идет на нагрев
жидкости.

В автомате разгрузки ГА-77Н установлен предохранительный
клапан с серводействнем. Когда давление в системе ниже
170+10 кгс/см2, поршень 1 удерживается в закрытом положении
пружиной 2. Шарик 4 прижат пружиной 6 к седлу 3. Полость
рабочего давления перед поршнем 1 через жиклер соединена
с полостью за поршнем. Поршень гидравлически уравновешен,
т. е. давление перед ним и за ним одинаково. На изменение дав-
ления в системе реагирует датчик предохранительного клапана.
При повышении давления в системе более чем на 170+10 кгс/см2
жидкость преодолевает усилие пружины 6 и отжимает шарик 4 от
седла 3. После открытия шарикового клапана давление за порш-
нем 1 падает. Под действием разности давления, обусловленной
сопротивлением дроссельного отверстия, поршень 1 передвигается
вправо, сжимая пружину 2, и перепускает жидкость из полости
давления в полость слива. Если давление в гидросистеме умень-
шится до 170+10 кгс/см2, то шарик 4 вновь прижмется пружи-
ной 6 к седлу 3. Давление по обе стороны поршня 1 выровняется
и под действием пружины 2 поршень передвинется в крайнее
левое положение. Перетекание жидкости от насосов в сливную
магистраль прекратится. Насосы вновь будут работать на
систему.

Такая конструкция предохранительного клапана предупрежда-
ет срабатывание его при кратковременных забросах давления в си-
стеме и обеспечивает открытие лишь при достаточно длительном
повышении давления.

Дистанционные индуктивные манометры 2ДИМ-240, ДИМ-240
и 2ДИМ-150 применяются для контроля давления в гидросистеме.

Манометр 2ДИМ-240 состоит из двухстрелочного указателя
УИ2 и двух датчиков ИД-240, один из которых установлен после
автомата разгрузки («Давление в основной системе»), другой —
после гидропневматического аккумулятора 25 (см. рис. 85) («Дав-
ление в аккумуляторе тормозов»).
Рис. 91. Схема манометра типа ДИМ

Рис. 92. Клапан перепускной 24-5619-0

Манометр ДИМ-240 со-
стоит из указателя УИ и
датчика ИД-240 и исполь-
зуется для контроля давле-
ния в аварийной гидроси-
стеме. Манометр 2ДИМ-150
состоит из указателя УИ2 и
двух датчиков ИД-150.
Установлен он для контроля
давления в тормозах колес
основных опор шасси само-
лета.

Схема работы маномет-
ра типа ДИМ показана на
рис. 91. При воздействии на-
пора мембрана 1 прогибает-
ся и перемещает якорь 3,
что вызывает изменение воз-
душных щелей катушек и их

индуктивности, а следова-
тельно, и перераспределение
токов в рамке показываю-
щего прибора. При этом
рамка и связанная с ней
стрелка прибора отклоняют-
ся. Каждому положению
якоря соответствует опреде-
ленное положение стрелки.

Питание манометров осу-
ществляется от сети пере-
менного тока напряжением
36 В, частотой 400 Гц.

Перепускной клапан 24-5619-0 установлен в отсеке

передней

опоры шасси в магистрали, соединяющей автомат разгрузки с гид-
ропневматическим аккумулятором 22 (рис. 85). Он состоит
(рис. 92) из корпуса 6, золотника 1, пружины 3, тарелки 2, на-
правляющей 4, крышки 5. Клапан предназначен для перекрытия
этой магистрали в случае, когда давление в системе упадет ниже
120+3 кгс/см2. Это предохраняет аккумулятор от разрядки в си-
стему при повреждении трубопроводов, при отказе насосов пли
нарушении герметичности системы и обеспечивает питание только*
системы торможения и аварийного флюгирования воздушных
винтов.

При давлении в системе выше 120+5 кге/м2 жидкость, посту-
пающая в полость под золотником 1, передвигает его вправо, сжи-
мая через тарелку 2 пружину 3, и обеспечивает подачу жидкости
от гидроаккумулятора 22 в линию давления.

Гидроаккумуляторы 24-5636-0 и 24-5637-0 предназначены для
поддержания давления в системе при работе насосов в режиме хо-
лостого хода. Кроме того, гидроаккумулятор 24-5636-0 является
аварийным источником энергии для обеспечения торможения колес
шасси и аварийного флюгирования винтов, а гидроаккумулятор
24-5637-0 служит для сокращения времени уборки шасси.

Гидроаккумулятор 24-5636-0 установлен в отсеке передней опо-
ры шасси. Он заряжается азотом до давления 60±3 кгс/см2. Выбор
такой зарядки обусловлен необходимостью получения максималь-
ного объема жидкости для торможения колес шасси при нерабо-
тающих насосах.

Гидроаккумулятор 24-5637-0 отличается от гидроаккумулятора
24-5636-0 только величиной зарядного давления 85±5 кгс/см2. Он
установлен на шпангоуте № 19 левой гондолы. Емкость каждого
гидропневм этического аккумулятора составляет 4200 см3. Для
увеличения рабочего объема его газовая полость увеличена совме-
щением гпдроаккумулятора и газового баллона 24-5639-0. Баллон
шаровой формы емкостью 2900 см3 установлен в левой мотогондо-
ле рядом с аккумулятором 24-5637-0. Гидроаккумулятор 24-5636-0
заряжается через зарядный клапан 800600/А. Баллон и заряд-
ный клапан смонтированы вместе с гидроаккумулятором.

Электромагнитный кран ГА-140 (рис. 93) установлен в отсеке
передней опоры шасси. Он предназначен для отключения линии
зарядки гидроаккумулятора 24-5637-0 в период уборки шасси.
С этой целью включение крана сблокировано с включением крана
ГА-142 на уборку шасси.

Кран состоит из шарикового датчика с электромагнитным при-
водом и управляемого этим датчиком плоского золотника, осуще-
ствляющего распределение жидкости.

Когда электромагнит обесточен, шарик 5 под действием пружи-
ны и давления жидкости отходит вправо и жидкость подается во
внутреннюю полость втулки / (рис. 93,а). Усилием пружины 10
и жидкости втулка 1 отжимается вправо, сдвигая до упора плоский
золотник 11, прижатый к втулке жидкостью. Золотник 11 при этом
располагается так, что штуцер Б («Насос») 1 соединяется со шту-
цером В («Цилиндр 1»), а штуцер Г («Цилиндр 2»)—со штуце-
ром А («Бак»).

Кран ГА-140 установлен в системе следующим образом: штуцер
Б соединен с линией давления основной гидросистемы, штуцер В —
с линией зарядки аккумулятора, штуцер А— со сливом, штуцер Г
закрыт заглушкой. Таким образом, при обесточенном электромаг-
ните крана жидкость из линии напора проходит на зарядку гидро-
аккумулятора.

При включении электромагнита шарик 5 якорем электромагни-
та 4 отжимается влево к корпусу 3 и перекрывает доступ жидкости
от насоса во внутреннюю полость втулки 1 и направляющей 2
(рис. 93,6), соединяя ее со сливом. Жидкость под давлением по-
ступает к левому торцу плоского золотника 11 и перемещает его

1 В скобках указана надпись, выбитая на агрегате рядом с соответствующим
штуцером.
вправо, сжимая пружины 9 и 10. Теперь золотник соединяет шту-
цер Б со штуцером Г, а штуцер В со штуцером А. Таким образом,
золотник 11 разобщает линию давления основной сети от линии
зарядки гидроаккумулятора. При этом разрядка гпдроаккумуля-
тора через штуцер Б в линию слива исключается, так как в линии
зарядки гидроаккумулятора 28 установлен обратный клапан 23
(см. рис. 85).

Кран ГА-140 может быть включен вручную. При нажатии кноп-
ки 6 под колпачком 7 (рис. 93, а) ручного управления шарик 5 кла-
пана перемещается влево, что обеспечивает такую же работу кра-
на, как и при включении электромагнита 4.

Кран ГА-140 устанавливается в гидросистемах с рабочим дав-
лением от 20 до 220 кгс/см2.

Клапан разъема 670200 (рис. 94) предназначен для быстрого
разъема и соединения трубопроводов без слива из них и гидробака

до зарядку

аккумуляглоро	Высокое давление Да/леяие ели/а

Рис. 93. Кран электромагнитный ГА-140
жидкости при замене насосов
623АН. Он состоит из двух по-
ловин корпуса со штуцерами
А и Б, соединенных гайкой 4.
В корпусе клапана со штуце-
ром А смонтированы подвиж-
ный конус 6 и пружина 7. В
корпусе со штуцером Б смон-
тирована пружина 1, подвиж-
ный клапан 2 и подвижный
конус 5.

При отворачивании гай-
ки 4 подвижный конус 6 под
действием пружины 7 переме-
щается до упора в конус кор-
пуса 3 и запирает полость А.
Одновременно под действием
пружины 1 подвижный клапан
2 перемещается до упора в не-
подвижный конус 5 и пере-
крывает полость Б.

Бортовой приемный клапан
(рис. 95) служит для подсое-
динения наземных источников

Рис. 94. Клапан разъема 67020®

Рис. 95. Клапан приемный бортовой
1923А-1-Т

питания потребителей гидравлической системы. Он выполнен
в виде одной половины клапана разъема, состоящей из корпуса 2,
на который навернут штуцер 5. К седлу корпуса 2 пружиной 4
прижимается конус 3. Приемная часть клапана закрыта крыш-
кой 1. Другая половина клапана установлена на шланге назем-
ной гидравлической установки.

Резьба соединения бортового клапана с клапаном наземной
установки трапециевидная, многозаходная, с большим шагом, что
дает возможность обеспечить быстроразъемность рассматриваемо-
го соединения. Клапаны установлены на левом борту правой гондо-
лы двигателя.

Система источников давления аварийной гидросистемы

В систему источников давления аварийной гидросистемы (см.
рис. 85) входят следующие агрегаты: аварийная насосная станция
15, фильтр 18, датчик давления 19, вентильный кран 17, предохра-
нительный клапан 16, обратный клапан 23.

Аварийная гидросистема самолета питается от аварийной на-
сосной станции 15, имеющей автономный привод от электродвига-
теля.

Включается станция 15 отдельным выключателем или автома-
тически при выполнении аварийных операций (включении аварий-
ного выпуска закрылков или нажатии на ручки аварийного тормо-
жения колес шасси). При включении станции на приборной доске
загорается лампа сигнализации. Жидкость АМГ-10 поступает из
гидробака 8 к насосной станции 15 и далее через фильтр 18 в ава-
рийную линию нагнетания к кранам потребителей. Так как насос-
ная станция работает кратковременно, то никаких мер для разгруз-
ки насоса в аварийной системе не предусмотрено. Давление в
системе меняется в зависимости от нагрузки включенного потреби-
теля, а после выключения потребителя вся жидкость идет на слив
в гидробак 8 через предохранительный клапан 16.

Клапан 16 отрегулирован на давление 160+15 кгс/см2. Контроль
за давлением в аварийной системе осуществляется датчиком 79.

Для повышения надежности и удобства эксплуатации гидро-
системы предусмотрено кольцевание основной и аварийной систем
с помощью вентильного крана 17. При открытии' его во время ра-
боты аварийной станции жидкость поступает в линию основной
гидросистемы. Это дает возможность при неработающих насосах
основной системы производить управление всеми потребителями
гидросистемы. В таком режиме давление жидкости насосной стан-
ции регулируется автоматом разгрузки 26.

Время срабатывания потребителей от аварийной насосной стан-
ции 15 будет значительно больше, чем при работе от основных на-
сосов, так как ее подача значительно ниже, чем подача двух на-
сосов 20.

Аварийная насосная станция 465 МТВ установлена на левой
боковой стенке заднего зализа центроплана.

Основные данные насосной станции 465 МТВ

Максимальное давление нагнетания . . . .
Номинальное напряжение.................

Потребляемая сила тока.................

Подача при 27 В, давлении 150 кгс/см2,
температуре 25±5°С и давлении на входе
760 мм рт. ст.:

в начале срока службы..............

» конце »	»	..............

Масса..................................

150 кгс/см2

26 В

не более 90 А

2.5—3,8 л/мин
не менее 1,8 л/мин
15 кг

Фильтр 8Д2966015-2 установлен на левой боковой стенке зад-
него зализа центроплана. Он отличается от описанного выше
фильтра 8Д2966018-2 лишь меньшими размерами, массой и мень-
шим максимальным расходом.

Максимальный расход через фильтр равен 10 л/мин, масса сухо-
го фильтра составляет 0,75 кг.

Вентильный кран 652600 (кран кольцевания) установлен на бо-
ковом пульте левого пилота. Кран служит для кольцевания ма-
гистралей нагнетания основной и аварийной систем.

Предохранительный клапан ГА-42-00-3 установлен на левой
боковой стенке заднего зализа центроплана. Он предназначен для
ограничения максимального давления в аварийной системе
(160+15 кгс/см2).
Система уборки и выпуска шасси

В систему уборки и выпуска шасси входят следующие агрега-
ты: электромагнитный кран 39 шасси, вентильный кран 36, замок
51 убранного положения передней опоры шасси, цилиндр 53 убор-
ки-выпуска передней опоры шасси, замок 52 выпущенного поло-
жения передней опоры шасси, три обратных клапана 23, два замка
65 убранного положения основных опор шасси, два цилиндра 64
уборки-выпуска основных опор шасси, два цилиндра 66 распора
замков выпущенного положения основных опор шасси.

Уборка и выпуск шасси производятся только от основной гид-
росистемы. Управление уборкой и выпуском осуществляется элек-
тромагнитным краном 32.

В нейтральном положении, когда оба электромагнита крана
39 обесточены, линия давления перекрыта, а линия уборки и вы-
пуска шасси через этот же кран сообщается со сливом.

Шасси находится в выпущенном (убранном) положении и фик-
сируется замками выпущенного (убранного) положения.

Уборка шасси производится установкой переключателя кра-
на 39 в положение «Уборка шасси». При этом электропитание через
концевой выключатель ДП-702 подается одновременно к крану 39
шасси и крану 38 зарядки гидроаккумулятора 28. Концевой вы-
ключатель ДП-702 установлен на правой амортизационной стой-
ке. Он размыкает электрическую цепь уборки шасси, когда амор-
тизационная стойка обжата, что предотвращает возможность убор-
ки шасси на земле. При отрыве колес от земли концевой выклю-
чатель замыкает электроцепь уборки шасси.

После срабатывания крана 39 линия уборки шасси соединяется
с линией давления, а линия выпуска остается соединенной с лини-
ей слива. Жидкость под давлением поступает одновременно в ци-
линдр замка 52 выпущенного положения передней опоры шасси,
в силовой цилиндр 53 передней опоры шасси (в полость уборки),
к цилиндрам замков 66 выпущенного положения основных опор
шасси и в силовые цилиндры 64 основных опор шасси. После от-
крытия замков 52 и 66 шасси убирается.

Вытесняемая из противоположных полостей силовых цилиндров
жидкость через обратные клапаны 23, устанавливаемые параллель-
но замкам 51 и 65 убранного положения шасси, поступает в ма-
гистраль выпуска шасси и далее, через кран 39 на слив.

В начале движения каждой из опор шасси размыкаются кон-
цевые выключатели сигнализации выпущенного положения и на
табло сигнализатора гаснут зеленые лампы «Шасси выпущено».

В убранном положении шасси фиксируется замками 51 и 65
убранного положения. При этом замыкаются концевые выключате-
ли сигнализации убранного положения шасси и на табло загора-
ются красные лампы «Шасси убрано». Так как гидравлическое
сопротивление магистралей уборки основных опор шасси неодина-
ково (вследствие несимметричного расположения «грегатов и тру-
бопроводов), то уборка шасси происходит неодновременно. Сопро-
тивление магистрали уборки правой опоры шасси меньше, вследст-
вие чего на замок убранного положения она может становиться
несколько раньше. Вся жидкость из системы направляется после
этого в линию уборки левой опоры .и окончание ее уборки будет
происходить с большей скоростью. Чтобы синхронизировать уборку
основных опор шасси и обеспечить их безударную постановку на
замки убранного положения, в линии выпуска правой опоры шасси
установлен дроссель. Он несколько тормозит поток жидкости на сли-
ве из цилиндра уборки-выпуска правой опоры шасси, благодаря че-
му уборка ее замедляется.

Для выпуска шасси необходимо переключатель крана
ГА-142 установить в положение «Выпуск». После срабатывания
крана 39 линия выпуска шасси соединяется с линией .давления, а
линия уборки остается соединенной с линией слива. В отличие от
уборки жидкость в полости выпуска силовых цилиндров 53 и 64
шасси поступает лишь после открытия замков 51 и 65 убранного
положения шасси. Это обеспечивает практически безударный срыв
шасси с замков, так как при открытии замки нагружены только
массой опор шасси. После открытия замков шасси идет на выпуск
под действием собственной массы и усилий, создаваемых жидко-
стью в силовых цилиндрах. Встречный поток воздуха в полете по-
могает выпуску шасси. Из противоположных полостей силовых
цилиндров жидкость вытесняется в линию уборки шасси и через
кран 39 идет на слив в бак.

При движении шасси на выпуск размыкаются концевые выклю-
чатели убранного положения. Красные лампы «Шасси убрано» гас-
нут. В выпущенном положении шасси становится на замки выпущен-
ного положения. При этом замыкаются концевые выключатели вы-
пущенного положения и на табло загораются зеленые лампы «Шас-
си выпущено». После уборки или выпуска шасси (через 3—5 с пос-
ле загорания сигнальных ламп) переключатель шасси необходимо
перевести в нейтральное положение и законтрить. При обесточен-
ном кране 39 линия нагнетания перекрывается, а линии уборки
и выпуска сообщаются через кран с линией слива.

При обесточенном кране ГА-142 предусмотрена возможность вы-
пуска шасси от гидросистемы путем ручного управления краном.
Для этого внутри пассажирской кабины в правом коробе на потол-
ке между шпангоутами № 20 и 21 выведена рукоятка нажатия крана
39 на выпуск шасси. Чтобы выпустить шасси, необходимо переклю-
чатель шасси установить в нейтральное положение, открыть панель
в месте установки рукоятки ручного управления краном шасси,
плавно оттянуть рукоятку на себя и удерживать ее в этом положе-
нии до окончания выпуска шасси. Работа гидросистемы и сигнали-
зация выпуска шасси происходят при этом аналогично.

При отказе гидросистемы предусмотрен аварийный выпуск шас-
си. Для аварийного выпуска шасси необходимо открыть замки уб-
ранного положения шасси. После открытия замков шасси под дей-
ствием собственной массы и встречного потока воздуха выпустится
Рис. 96. Кран электромагнитный ГА-142/1:
а — сечение; б — нейтральное положение; в — включен электромагнит правый

и встанет на замки выпущенного положения. Замки открываются
механически с помощью рукояток и тросовой проводки. Рукоятка
аварийного открытия замка убранного положения передней опоры
шасси расположена на центральном пульте справа, а рукоятка ава-
рийного открытия замков убранного положения основных опор шас-
си расположена в фюзеляже в районе шпангоута № 17 справа ввер»
ху. Чтобы обеспечить при этом беспрепятственный слив жидкости из
полостей силовых цилиндров при любом положении крана 39, необ-
ходимо открыть вентильный кран 36, который перепускает жидкость
в линию слива, минуя кран ГА-142. Вентильный кран расположен
на центральном пульте в кабине экипажа.

Электромагнитный край ГА-142/1 (рис. 96, а) предназначен для
подачи рабочей жидкости под давлением в линию выпуска или в ли-
нию уборки шасси, для сообщения либо линии уборки, либо линии
выпуска со сливом и для запирания рабочей жидкости под давле-
нием перед линиями уборки и выпуска, когда шасси установлено
на замки. Одновременно с запиранием рабочей жидкости под дав-
лением обе линии уборки и выпуска сообщаются со сливной маги-
стралью. Кран ГА-142/1 расположен на фюзеляже под задним за-
лизом центроплана с правой стороны. Кран ГА-142/1 состоит из
корпуса 7, в котором установлены штуцеры А, Б, В, Г, механизмы
перемещения плоского золотника 4, сервоприводов и распределите-
ля 10. При работе крана плоский золотник 4 перемещается относи-
тельно распределителя 10 влево или вправо для сообщения магист-
ралей с давлением или со сливом. Поверхности контакта распреде-
лителя 10 и плоского золотника 4 тщательно притерты. Прижим
плоского золотника 4 к распределителю 10 осуществляется пружи-
ной 5, которая передает усилие через втулку С на золотник 4. Пред-
варительная затяжка пружины осуществляется штуцером А. I

Сервопривод состоит из сервопоршней 3 и 9, гильзы, золотника
2, пружины 4 и упора 8. Кольцевой поршень 3 перемещается в гиль-
зе 2. Цилиндрический .поршень 9 перемещается внутри кольцевого
поршня 3. Для цилиндрического поршня 9 кольцевой поршень 3
является гильзой. Цилиндрический поршень 9 служит для переме-
щения плоского золотника 4, кольцевой поршень 3 — для увеличе-
ния проходного сечения жидкости из магистральной уборки пли вы-
пуска при сообщении их со сливом.

При нейтральном положении поршней 3 и 9 и золотинка 4 ма-
гистрали уборки и выпуска сообщаются со сливом через малые про-
ходные сечения между распределителем 10 и плоским золотником
2 и далее через отверстия в поршнях 3.

Управление плоским золотником осуществляется сервопоршня-
ми 9, которые установлены в поршнях 3, прижатых к корпусу плос-
кого золотника пружинами 4. Каждый сервопоршень имеет упор 8,
ограничивающий его перемещение при движении плоского золот-
ника 4. Сервопривод, который осуществляет подачу жидкости в то-
рец одного из сервопоршней 9, состоит из соленоида 21, толкателей
14 и 15, гильз 16 и 18, шарика 17, пружин 19, 20 и 23, и уплотни-
тельного узла 22, кнопки 11 и колпачка 12.

В системе уборки и выпуска шасси кран установлен следующим
образом. К штуцеру А подводится давление из основной системы
источников напора, к штуцеру Б — сливная линия, к штуцеру В—
линия уборки шасси и к штуцеру Г — линия выпуска шасси.

В нейтральнотм положении, когда оба электромагнита выключе-
ны (рис. 96, б), линия давления (штуцер Л) перекрыта, а линии
уборки и выпуска (штуцера В и Г) соединены со сливом
(штуцером В).

При включении правого электромагнита 21 правая управляющая
полость золотника 4 соединяется с линией слива, а левая остается
соединенной с линией напора. Под действием поршня 9 распреде-
лительный золотник 4 смещается вправо и соединяет штуцер Г с ли-
нией давления. Жидкость поступает на выпуск шасси. Штуцер В,
связанный с линией уборки шасси, остается соединенным со сливом.

Проходное сечение для слива жидкости увеличивается благода-
ря перемещению поршня 3 вправо.

Кран ГА-142/1 может быть включен вручную. Для этого необ-
ходимо снять предохранительный колпачок 12 и нажать кнопку 10
ручного управления. Нажатие на левую или правую кнопку И обе-
спечивает такую же работу крана, как и включение левого или пра-
вого электромагнита. На самолете с помощью крупного механизма
можно нажать левую кнопку крана, т. е осуществить выпуск шасси
при обесточенном элекртомагните. На правую кнопку нажимать
нельзя, так как это приведет к уборке шасси на земле, поэтому
колпачок правой кнопки пломбируется.
\ Кран 36 вентильного типа (см. рис. 85) служит для слива жид-
кости из полостей уборки цилиндров-подъемников при аварийном
выпуске шасси. Основными элементами крана являются седло, за-
прессованное в корпусе, игла с резьбой. При заворачивании игла
конусом упирается в седло и перекрывает проход жидкости.

Такой же кран 17 установлен в линии кольцевания основной
•и вспомогательной систем.

Система выпуска и уборки закрылков

Ьыпуск и уборка закрылков осуществляются от основной систе’
мы. От аварийной системы закрылки только выпускаются.

В основную систему выпуска и уборки закрылков входят следу-
ющие агрегаты (см. рис. 85): электромагнитный кран 32, обратный
клапан 23, клапан 37 ограничения расхода, три челночных клапана
42, 56, 67 и гидрозамок 47, гидропривод закрылков с установленны-
ми на нем двумя реверсивными гидромоторами 61 и фрикционным
тормозом.

Аварийный выпуск закрылков обеспечивают электромагнитный
кран 33, а также входящие в основную систему управления закрыл-
ками гидрозамок 47, гидропривод с гидромоторами 61 и челночные
клапаны 56 и 67.

Управление выпуском и уборкой закрылков от основной гидро-
системы осуществляется с помощью электромагнитного крана 32,
электромагниты которого включаются переключателем нажимного
типа, установленным на центральном пульте пилотов. Переключа-
тель контрится шайбой с прорезью для предупреждения непроиз-
вольного срабатывания.

При установке переключателя в положение «Выпуск закрылков»
ток поступает к одному из электромагнитов крана 32. После сра-
батывания крана линия выпуска закрылков соединяется с линией
нагнетания основной гидросистемы. Жидкость под давлением про-
ходит через клапан 37 ограничения расхода и поступает к гидрозам-
ку 47. Одновременно через челночный клапан 42 жидкость поступа-
ет к челночному клапану 67 и от него—на растормаживание фрикци-
онного тормоза гидропривода. Под давлением жидкости клапаны
гидрозамка 47 открываются и жидкость поступает к гидромоторам
61, которые через зубчатый редуктор гидропривода приводят во
вращение трансмиссию, закрылков. Жидкость из гидромоторов сли-
вается по линии уборки закрылков через гидрозамок 47 и электро-
магнитный кран 32 в сливную магистраль.

При полном выпуске закрылков электроцепь питания крана 59
размыкается концевыми выключателями выпущенного положения
закрылков. Подача жидкости в систему выпуска закрылов прекра-
щается. Линии выпуска и уборки закрылков сообщаются через кран
32 со сливом. Давление в линии выпуска закрылков падает, вслед-
ствие чего клапаны гидрозамка 47 закрываются и перекрывают обе
линии питания гидромоторов, препятствуя их вращению. Одновре-
менно фрикционный тормоз механически стопорит трансмиссию
закрылков. Это обеспечивает надежную фиксацию закрылков в вы-
пущенном положении.	/

Клапан 37 ограничивает расход жидкости, поступающей на/вы-
пуск закрылков, в пределах 17-2 л/мин практически независимо от
нагрузки гидромоторов, благодаря чему поддерживается стабиль-
ная заданная скорость вращения гидромоторов, а следовательно,
и выпуск закрылков.

Гидросистема и конструкция гидропривода позволяют выпускать
закрытии на любой заданный угол и фиксировать их в данном по-
ложении. Для этого необходимо при выпуске закрылков разомкнуть
электроцепь питания крана 32, установив переключатель управле»
ния в нейтральное положение. Фиксирование и надежное удержа-
ние закрылков в промежуточном положении осуществляются, как
и при полном выпуске, с помощью гидрозамка 47, запирающего ли*
нии питания и слива обоих гидромоторов, и механического фрикци-
онного тормоза. Положение закрылков контролируется по указате-
лю, установленному на центральном пульте пилотов.

Уборка закрылков производится аналогично.

Электроцепь питания крана 32 размыкается при уборке установ-
кой переключателя в нейтральное положение, а при полной уборке
закрылков — концевым выключателем убранного положения за*
крылков. После полной уборки закрылков переключатель необходи-
мо поставить в нейтральное положение и законтрить.

При отказе основной гидросистемы выпуск закрылков осущест-
вляется от аварийной гидросистемы. При нажатии на переключатель
аварийного выпуска закрылков, установленный на центральном
пульте, включается аварийная насосная станция 15. Одновременно
электропитание подается к электромагнитному крану 33. После

Рис. 97. Кран ГА-163/16:

а — схема работы при включенных электромагнитах; б — схема работы при включенном
контакте 3\ в — конструкция;

/ — золотник; 2 — гильза; 3 — толкатель; 4 — электромагнит; 5 — кнопка ручного переме-
щения золотника; 6 — колпачок; 7 — корпус крана; 8 — седло; 9 — пружина
срабатывания крана жидкость из линии давления аварийной гидро-
системы через челночный клапан 56 подается в линию выпуска за-
крылков к гидромоторам 61. Одновременно жидкость поступает че-
рез челночный клапан 67 на растормаживание фрикционного тормо-
за гидропривода и на открытие гидрозамка 47, через кбторый
происходит слив жидкости из гидромоторов. Вытесняемая из гидро-
моторов жидкость поступает в линию уборки закрылков и через
открытые гидрозамок и кран основного управления закрылками
идет в общую магистраль слива.

Для прекращения выпуска закрылков переключатель аварийно-
го выпуска закрылков устанавливается в положение «Выключено».

При выпуске закрылков на полный угол электроцепь питания
электромагнитного крана 32 размыкается концевым выключателем
выпущенного положения закрылков. Цепь питания аварийной на-
сосной станции 15 при этом не размыкается, а поэтому сразу после
выпуска закрылков переключатель следует поставить в положение
«Выключено».

Электромагнитный кран ГА-163/16 (рис. 97, о, б, в) предназна-
чен для подачи жидкости в систему выпуска или уборки закрылков.
Он смонтирован вместе с гидрозамком, клапаном ограничения рас-
хода, челночными клапанами и обратным клапаном на одной панели,
расположенной, под задним зализом центроплана на фюзеляже
с правой стороны.

В корпусе крана 7 расположены два одинаковых клапанных рас-
пределителя, управляемых электромагнитами 4. При выключенных
электромагнитах 4 в каждом распределителе зопотник 1 прижат
своей острой кромкой к конической поверхности гильзы 2 пружи-
ной 9. Штуцер «Насос 1» перекрыт, штуцера «Цил. 2» и «Цил. 3»
соединены со штуцерами «Бак 4». При включении электромагнита 4
нижнего распределителя (включен контакт 3) золотник 1
перемещается толкателем 3 в крайнее левое положение и прижима-
ется своей острой кромкой к конической поверхности седла 8. При
этом штуцер «Насос 1» соединяется со штуцером «Цил. 3». штуцер
«Цил.2» остается соединенным со штуцером «Бак 4» и жидкость из
линии давления поступает в линию уборки закрылков, а из линии
выпуска сливается через штуцер «Бак 4» в линию слива.

При включении верхнего электромагнита срабатывает верхний
клапанный распределитель, работа которого аналогична работе
нижнего распределителя. При этом жидкость из линии давления
поступает в линию выпуска закрылков.

Предусмотрено ручное управление краном. Ручное перемещение
золотника осуществляется кнопкой 5 (рис. 97, а), закрытой колпач-
ком 6.

Агрегат ГА-163/16 рассчитан на работу при давлении до 220
кгс/см2 в диапазоне окружающих температур от —60 до +60°С.

Гидрозамок 24-5620-0 (рис. .98) предназначен для перекрытия
линии питания гидромоторов при падении давления в линии выпус-
ка и уборки и фиксирования тем самым закрылков в выпущенном
или убранном положении или на любом угле отклонения.
Рис. 98. Гпдрозамок 24-5620-0

В системе уборки и выпуска шасси гидрозамох установлен сле-
дующим образом. К штуцерам А и Б подводится жидкость от кра-
на закрылков по линиям выпуска и уборки, от штуцеров В и Д —
к соответствующим полостям гидромоторов на выпуск или убор-
ку закрылков, к штуцеру Г от линии аварийного выпуска за-
крылков.

В корпусе размещены два клапана 1 и 4, запирающих полости
гидромоторов, и два плавающих поршня б и 7, которые удерживают-
ся в нейтральном положении пружинами 2 и 3. Если циркуляции
жидкости нет, клапаны 1 и 4 запирают жидкость в гидромоторах
и не допускают их вращения.

Когда жидкость под давлением от крана закрылков подводится
к линии выпуска, она поступает в штуцер А, открывает запорный
клапан 1 и через штуцер Д поступает к гндромоторам на выпуск
закрылков. Одновременно с этим поршень 7 под действием жидко-
сти перемешается вправо и сдвигает вправо поршень б, сжимая пру-
жину 3. Поршень б отжимает запорный клапан 4 от седла ,и соеди-
няет полости штуцеров Б и В, обеспечивая тем самым проход жидко-
сти, поступающей от гидромоторов на слив. Когда жидкость подво-
дится к штуцеру Б на уборку закрылков, гидрозамок срабатывает
аналогично, но поршни при этом сдвигаются влево, в сторону шту-
цера А.

При аварийном выпуске закрылков жидкость под давлением по-
ступает через штуцер Г в полость между поршнями б и 7. Поршни
раздвигаются в разные стороны и отжимают клапаны 1 и 4 от сед-
ла, благодаря чему обеспечивается слив жидкости из гидромоторов.
В запорных клапанах 1 и 4 помещены термические клапаны 5
и 8 шарикового типа. Если при запертом положении полостей гид-
ромоторов давление жидкости вследствие температурного расшире-
ния превысит 170 кгс/см2, термический клапан откроется и соединит
полость гидромотора со сливом.

Гидропривод 24-5615-0 закрылков размещается на стенке зад-
него лонжерона справа от оси под задним зализом центроплана.
Он предназначен для передачи крутящего момента от гидромоторов
на трансмиссию закрылков.

Гидромотор ГМ-36/1 (рис. 99) служит для привода трансмиссии
закрылков самолета. Регулирование числа оборотов гидромотора
осуществляется путем изменения количества подводимой к нему
жидкости, а реверс — путем изменения направления подводимой
жидкости.

В корпусе 8 гидромотора размещены блок 2 цилиндров с порш-
нями 5 и плоский распределительный золотник 3. Блок 2 через кар-
дан 7 связан с выходным валом 1 гидромотора. Поршни 5 также
связаны с выходным валом 1 штоками 6. Блок цилиндров прижат
пружиной к распределительному золотнику 3, положение которого
фиксируется штифтом.

Нагрузки при работе гидромотора воспринимают два радиаль-
ных подшипника 9, 11 и упорный подшипник 10. Жидкость распре-
деляется с помощью неподвижного плоского распределительного
золотника 3, в котором выполнены два дугообразных окна К. и Л.
Окно К сообщается со штуцером В, а окно Л — со штуцером Н.

При вращении блока цилиндров поршни 5 совершают двойное
движение: возвратно-поступательное в цилиндрах и вращательное
вместе с блоком 2 цилиндров. За один оборот блока каждый (пор-
шень 5 выполняет прямой и обратный ход в своем (цилиндре. При-
чем относительно блока цилиндров распределительный золотник 3
установлен таким образом, что поршни, находящиеся в своем край-
148
нем верхнем и крайнем нижнем положениях (в верхней и нижней
«мертвых» точках) устанавливаются против перемычек между ду«-
гообразными окнами К и Л плоского распределительного золотни-
ка. Таким образом, против одного окна распределительного золот-
ника 3 всегда находятся поршни 5, совершающие прямой ход (иду-
щие от золотника <?), а против другого — поршни, совершающие
обратный ход (идущие к золотнику 3).

Основные данные гидромотора ГМ-36/1

Частота вращения......................

Максимальное подводимое давление......

Допустимое противодавление в дренажном
штуцере...............................

Удельный расход жидкости..............

Крутящий момент, развиваемый гидромо-
тором при давлении 150 кгс/см2 и проти-
водавлении на слнве 5 кгс/см2..........

3000 об/мин

260 кгс/см2

до 5 кгс/см2

не более 11 см3

(в конце срока
службы допускает-
ся повышение,
удельного расхода1
до 13,4 см3 на 1 обо-
рот)

не менее 190 кгс-см

Гидромотор работает следующим образом. Когда жидкость-
под давлением поступает к одному из штуцеров гидромотора, на-
пример к штуцеру В, она проходит в крышку 4 и далее через дуго-
образное окно К в распределительном золотнике 3 попадает в ци-
линдровые отверстия блока 2 цилиндров. Усилия от давления жид-
кости действуют на поршни 5 и через штоки 6 передаются на вал /
гидромотора. Поскольку ось блока цилиндров расположена под уг-
лом к оси вала, составляющие от сил давления создают крутящий
момент относительно оси вала гидромотора и приводят вал во вра-
щение. Совместно с валом гидромотора приходит во вращение
и связанный с ним карданной передачей блок 2 цилиндров, который
скользит по зеркалу распределительного золотника 3 и поочередно
соединяет цилиндровые отверстия то с окном К, связанным с линией
давления, то с окном Л, связанным со сливом. Поршни, которые
в результате вращения вала гидромотора вдвигаются в цилиндры,
вытесняют жидкость из цилиндровых отверстий в окно Л и далее
через штуцер Н в линию слива.

При изменении направления потока жидкости, подаваемой
к гидромотору, когда штуцер Н соединен с линией давления, а шту-
цер В—со сливом, вал гидромотора совершает вращение в обрат-
ном направлении.

Электромагнитный кран ГА-192 (рис. 100) предназначен для
аварийного выпуска закрылков при отказе основной гидросистемы.
Он установлен на левой боковой стенке заднего зализа центро*
плана.

В корпусе 2 крана запрессована гильза 3, в которую помещен зо-
лотник 4. При включенном электромагните 1 (рис. 100,6) золотник
Рис. 100. Кран электромагнитный ГА-192:
а — сечение; б — электромагнит выключен; в — электромагнит включен

4 пружиной 5 отжат в крайнее верхнее положение, при котором ка-
нал В, связанный с линией давления, перекрыт, а канал А, связан-
ный с линией аварийного выпуска закрылков, сообщается с каналом
Г, т. е. со сливной магистралью.

При включении электромагнита 1 (рис. 100, в) золотник 4, пре-
одолевая усилие пружины 5, перемещается в крайнее нижнее поло-
жение и соединяет канал В с каналом А, т. е. магистраль давления
.аварийной гидросистемы с линией аварийного выпуска закрылков.
Полость слива при этом перекрывается.

Система торможения колес шасси

В систему торможения колес шасси входят следующие агрегаты
(см. рис. 85): по два редукционнах клапана 34 управления торможе-
нием левого п правого пилота, два гидравлических выключателя
48, два дросселя 49, два электромагнитных крана 57 автоматическо-
го торможения колес, два дросселя 62, два челночных клапана 68,
четыре дозатора 71, четыре тормоза 76, клапан аварийного тормо-
жения 35.

Система торможения колес шасси обеспечивает торможение ос-
новной и аварийной гидросистем.

При нормальном (и при аварийном) торможении колес шасси
обеспечивается как совместное торможение колес левой и правой
опор, так и раздельное торможение колес только левой или правой
опоры.

J 50
Нормальное торможение колес шасси происходит при нажатии1'
гашетки педалей управления рулем направления левого или пра-
вого пилота. Одновременно торможение левым и правым пилотами
не разрешается.

Аварийное торможение (торможение от аварийной системы)
происходит при нажатии рукояток аварийного торможения, которые1
расположены на центральном пульте.

Для длительного (стояночного) торможения колес шасси педа-
ли управления рулем 1на'правления левого пилота фиксируются
в частично нажатом положении кнопкой 2 (рис. 101).

Система нормального торможения колес шасси подключена
к основной системе таким образом, что питание ее осуществляется
непосредственно от гидроаккумулятора 22 (см. рис. 85).

Контроль за давлением в системе торможения осуществляется
с помощью дистанционного индуктивного манометра 2ДММ-150.
Датчики ИД-150 давления установлены в линии торможения ко-
лес каждой опоры шасси. Указатель манометра 2УИ-150 «Дав-
ление в тормозе» расположен на центральной панели приборной
доски.

В линии торможения каждого колеса установлены дозаторы 71,
предназначенные для отключения гидросистемы от тормозов колес
в случае повреждения трубопроводов между тормозами колес
и дозаторами. В этом случае дозаторы пропускают 400—700 см3
жидкости, после чего перекрывают линии торможения и предотвра-
щают дальнейший слив жидкости из системы.

Редукционные клапаны 34 управления торможением левого пи-
лота включены последовательно после клапанов правого пилота,
что обеспечивает преимущество левому пилоту при торможении.

Давление, поступающее из основной системы в систему торможе-
ния, редуцируется и изменяется пропорционально усилию нажатия
на педаль.

Редукционные клапаны 34 регулируются так, чтобы при нажатии
педалей до упора давление в тормозах составляло 95±5 кгс/см2.

Время затормаживания колес (от начала нажатия педали до
получения максимального давления в тормозах) составляет не более
1,5 с. Время растормаживания также не превышает 1,5 с.

Система торможения колес работает следующим
образом. При нажатии тормозной педали усилие от нее передается
на стакан тормозного клапана 34 и жидкость от гидроаккумулято-
ра поступает в тормозную систему под давлением, зависящим от
усилия нажатия педали.

От каждого тормозного клапана 68 жидкость проходит через
дроссель 49, кран автоматического торможения 57, дроссель 62,
челночный клапан 68, дозаторы 71 и поступает в тормозные цилин-
дры 76 колес, в результате чего колеса затормаживаются. Растор-
маживание колес происходит при снятии усилий с тормозных педа-
лей. Тормозной клапан запирает линию подачи жидкости, а линию-
торможения соединяет со сливом. Если торможение осуществляет-
ся педалями левого пилота, жидкость из линии торможения слива-
Рис. 101. Схема стояночного торможения колес:

— ролик; 2—кнопка стояночного тормоза; 3 — тяга; 4—скоба; 5 — фиксатор стоявочного
тормоза

•ется через соответствующие тормозные клапаны 34 правого пило-
та, если же торможение выполняется правым пилотом, жидкость из
линии торможения сливается через клапаны пилота непосредственно
в сливную линию.

Для предупреждения юза колес в системе основного торможения
колес установлено противоюзовое устройство (автомат торможе-
ния). Оно включает в себя два гидравлических выключателя
48, дроссели 49 и 62, два крана 57 автоматического торможения
и инерционные датчики юза, установленные на каждом тормозном
колесе. Электроцепь питания автомата торможения колес включа-
ется выключателем «Автомат торможения», установленным на при-
борной доске. Система автоматического торможения контролиру-
ется по сигнальной лампе, установленной на приборной доске пило-
та рядом с выключателем автомата торможения. Электрическая
цепь питания кранов 57 автоматического торможения может быть
замкнута лишь в том случае, если в тормозной системе имеется
давление.

Цепь замыкается гидравлическим выключателем 48 при давле-
нии в линии торможения более 8 кгс/см2. Такая система включения
предохраняет обмотки электромагнитов кранов автоматического
торможения от перегрева.

Система автоматического торможения колес
работает следующим образом. При пробеге самолета, когда тор-
мозные колеса вращаются без проскальзывания, электроцепь пита-
ния клапанов автоматического торможения разоминута и жидкость
«з линии торможения беспрепятственно поступает в тормоза колес.
ели же хотя бы одно из колес перестало вращаться, т. е. наступил?
>з, датчик юза, установленный на колесе, замыкает цепь питания
рана 57 автоматического торможения. При этом загорается лампа
игнализацни работы автомата тормозов. Когда обмотка крана 57
амкнута, он запирает линию торможения, а тормоза колес соеди-
яетс линий слива. Колеса растормаживаются и начинают вращать-
я. При этом механизм датчика приходит в исходное положение,
лектроцепь крана автоматического торможения размыкается и тор-
юза колес вновь соединяются с линией торможения.

Фактически полного юза колес (до прекращения их вращения)-
ie бывает. Для срабатывания датчика (подачи импульса на растор-
таживание) достаточно, чтобы колесо получило замедление вра-
цения, которое наблюдается при частичном проскальзывании коле-
на относительно ВПП в начальный момент появления юза.

Установленные в сети торможения дроссели 49 и 62 предпазначе-
1Ы для поддержания определенного, наиболее выгодного темпа сбро-
:а и подъема давления в тормозах при работе автомата. Необходи-
мо помнить, что автомат торможения предупреждает возникнове-
1ие юза только при резком замедлении скорости вращения уже рас-
пученных колес. Поэтому следует по возможности избегать чрез-
мерного нажатия тормозных педалей, вызывающего частое сраба-
тывание автомата. При уменьшении нажатия тормозных педалей
частота срабатывания автомата тормозов уменьшается,
при этом эффективность торможения возрастает, снижаются дина-
мические нагрузки на амортизационных стойках основных опор
шасси, резко снижается расход жидкости на торможение, а также
уменьшается повреждаемость покрышек колес.

В случае отказа основной системы торможение колес шасси мо-
жет быть осуществлено от аварийной системы. В этом случае дав-
ление к клапану 35 передается от того же гидроаккумулятора, от
которого питается система нормального торможения. Однако при
нажатии левой или правой рукояток аварийного торможения вклю-
чается аварийная насосная станция 15, давление жидкости от ко-
торой также передается к клапану 35. В корпусе клапана 35 сбло-
кированы два одинаковых редукционных клапана, один из которых
служит для управления тормозами колес левой опоры, а второй —
для управления тормозами колес правой опоры шасси. Работа ре-
дукционного клапана 35 аналогична работе клапана 34 основного
торможения.

Упоры рукояток торможения отрегулированы таким образом,
что при полном нажатии рукояток в тормозной системе создается
давление 95±5 кгс/см2, равное максимальному давлению в тормоз-
ной системе при торможении от основной системы. Рукоятки ава-
рийного торможения установлены на центральном пульте между ле-
вым и правым пилотами. Для аварийного торможения колес необхо-
димо рукоятки потянуть к себе. При этом в начале хода рукоятки
на затормаживание колес срабатывает микровыключатель аварий-
ной насосной станции 15. Через систему рычагов усилие от рукоят-
ки передается на соответствующий шток тормозного клапана 35.
Шток сдвигается и перепускает жидкость из линии нагнетания
в линию торможения с давлением, приблизительно пропорциональ-
ным ходу штока.

Челночный клапан 68 переключается, перекрывает линию основ-
ного торможения и пропускает жидкость к тормозным цилиндрам
'.колес. Колеса в заторможенном положении остаются до тех пор,
пока к рукояткам приложено усилие.

При аварийном торможении система автоматического торможе-
ния не работает. Контроль за величиной напора в этом случае осу-
ществляется так же, как и при основном торможении,— по мано-
метру 2ДИМ-150.

Одновременное торможение колес от основной и аварийной си-
стем не допускается. В эксплуатации это может привести к тому, что
челночные клапаны 68 могут установиться в среднем положении
и полностью перекрыть трубопроводы, по которым жидкость посту-
пает к тормозным цилиндрам.

Редукционный клапан УГ-92/2 (рис 102) предназначен для ре-
гулирования давления в тормозной системе шасси самолета. Редук-
ционные клапаны установлены на пульте ножного управления в ка-
•бине экипажа.

В корпусе 9 клапана помещается гильза 8 с золотником 7. Ле-
вая часть золотника имеет конус, притертый к торцовому отверстию
гильзы 8, и поршень, на который надевается демпфер 1, предотвра-
щающий автоколебания при работе тормозного клапана. Справа
внутри золотника расположен стакан 2 с пружиной. Кроме того,
в корпусе имеется устройство для слива, состоящее из клапанов
6 и 5, которые прижаты пружиной.

К корпусу 9 крепится также направляющая 4, внутри которой
расположена пружина 3. Левым торцом пружина упирается в кла-
пан 5, а правым — в дно гильзы (на рисунке справа гильза,
ограничитель и контргайка не показаны). На стакане имеются ог-
раничитель п контргайка, предназначенные для регулирования мак-
симального редуцированного давления.

Давление жидкости подводится к штуцеру А, штуцер Б сообща-
ется со сливом, штуцер В — с линией торможения.

В нейтральном положении клапана, когда усилия на стакан нет,
линия давления (штуцер Д) перекрыта, а линия торможения (шту-
цер В) через внутреннюю полость золотника клапана 10 сообща-
ется со сливом (штуцер В).

При нажатии на гильзу перемещается клапан 5 и прижимает
тарельчатый клапан 6 к торцу золотника 7, разобщая линию тор-
можения от линии слива.

При дальнейшем перемещении клапана 8 коническая часть зо-
лотника 7 отжимается от торца гильзы 8 и жидкость из штуцера А,
к которому подводится жидкость под давлением от основной маги-
страли гидросистемы, через штуцер В поступает в линию торможе-
ния. Причем движение золотника 7 на открытие демпфируется
вследствие продавливания жидкости через дроссельное отверстие
в демпфере 1.
Давление слива.

Высокое давление

Редуцированное
давление

гуТЛ Демпфирующее

11 '1 давление

|g°?°| Давление в замкнутой полости

Рис. 102. Клапан тормозной УГ-92/2:

с — сечение; б — тормозная магистраль сообщена со сливом; в — тормозная магистраль
замкнута; г—тормозная магистраль сообщена с линией давления
Рис. 103. Выключатель
гидравлический УГ-34/2

линии слива.

Жидкость, проходящая под давлени-
ем в линию торможения, поступает так-
же и во внутреннюю полость золотни-
ка 7. Это давление, действуя на торец та-
рельчатого клапана 6, создает усилие,
противоположное усилию пружины 3.
Когда эти усилия уравновесятся, золот-
ник 7 переместится в исходное положение
и его коническая часть прижмется к
торцу гильзы 8, перекрывая питание тор-
мозной системы от линии давления. При
этом в линии торможения установится
давление, соответствующее усилию, при-
ложенному к гильзе. В исходное поло-
жение золотник возвращается без демп-
фирования, так как заполнение демпфе-
ра жидкостью происходит через откры-
тый клапан 10.

При уменьшении силы нажатия на
гильзу усилие от пружины 3, действую-
щее на клапан 6, также уменьшится, в
результате чего давление в тормозной
полости отожмет клапан 6 от торца кла-
пана 10, сообщая таким образом линию
торможения с линией слива. Давление в
линии торможения будет снижаться до
тех пор, пока усилие, действующее на
клапан 6 от напора жидкости в тормоз-
ной полости, не станет равным усилию
пружины 3. После этого клапан 6 вновь

прижмется к торцу золотника 7 и разобщит линию торможения от

При полном снятии усилия со стакана происходит полное сбра-
сывание давления в тормозной магистрали. Для регулирования
максимального редуцированного давления на стакане имеется ре-
гулировочная гайка, ограничивающая ход гильзы. На самолете кла-
пан отрегулирован на максимальное давление 95±5 кгс/см2.

Основные технические данные редукционного крана УГ-92/2

Редукционное давление .................

Усилие на гильзе клапана при минимальном
редуцированном напоре 18 кгс/см2 . . . .

Усилие на гильзе клапана при редуцирован-
ном давлении 120 кгс/см2...............

от 18 до 120 кгс/см2

не более 18 кгс

»	» НО »

Гидравлический выключатель УГ-34/2 (рис. 103) предназначен
для замыкания электрической цепи крана автоматического тормо-
жения, когда давление в тормозной системе достигает 8 кгс/см2.
Агрегат установлен в мотогондоле на панели аграгатов автоматиче-
ского торможения.
Давление жидкости в системе, воздействуя на поршень 5 в шту-
цере 1, перемещает его вместе с толкателем 2 и замыкает концевой
выключатель 3 в кожухе 4. Выключатель срабатывает и замыкает
электроцепь для подачи электропитания от датчиков торможения
ва кран автоматического торможения. При падении давления в си-
стеме ниже 8 кгс/см2 поршень 5 с толкателем 2 опускается вниз под
цействием пружины 6. Концевой выключатель 3 размыкает цепь.

Дроссели УГ-102-00-5 и УГ-102-00-7 установлены в сети автома-
тического торможения для поддержания наиболее выгодного темпа
сброса и подъема давления в тормозной системе при работе автома-
та торможения. Постановка дросселей улучшает характеристику
торможения при работе автомата торможения и уменьшает забросы
давления в системе. Дроссели установлены в гондоле на панели аг-
регатов автоматического торможения.

Дроссели различаются между собой размерами отверстий в дрос-
сельных шайбах, а следовательно, гидравлическими характеристи-
ками.

Основные данные дросселей

УГ-102-00-5	УГ-102-00-7

Рабочее давление, кгс/см2.............. до	150	до 150

Гидравлическое сопротивление при

расходе 5±0,5 л/мин и температу-

ре 20 ±10° С, кгс/см2.......... . .	30 ±2	40 ±2

Электромагнитный кран автоматического торможения УЭ-24/1-2
(рис. 104) предназначен для растормаживания колес шасси при
подаче электрического импульса от датчика автоматического тор-
можения при наступлении юза колес. Кран установлен на панели
агрегатов автоматического торможения в гондоле.

В корпусе 6 крана помещена гильза 7, которая фиксируется гай-
кой 5; в гильзе перемещается золотник 9. При обесточенном элект-
ромагните 2 золотник 9 прижат пружиной 4 к фаске втулки 8. При
этом штуцер А сообщается со штуцером Б и жидкость, поступаю-
щая в тормозную систему, проходит к тормозам колес. Штуцер В
в корпусе 5, соединенный со сливной магистралью, закрыт.

При включении электромагнита 2 якорь 1 через толкатель 3
перемещает золотник 9 вниз до упора в фаску гильзы 7. В результа-
те штуцер А подачи давления перекрывается, а штуцер Б, сообщен-
ный с тормозами через центральный канал золотника 9, соединя-
ется со штуцером В, т. е. со сливной магистралью.

Челночный клапан УГ-97 автоматически подключает тормоза ко-
лес к магистрали основного или аварийного торможения в зависи-
мости от того, которая из них включена в работу.

Дозатор ГА-172-00-2 (рис. 105) предназначен для отключения
линии торможения от системы в случае повреждения линии между
дозаторами и тормозами колес. В этом случае дозатор пропускает
400—700 см3 жидкости, после чего перекрывает доступ ее к тормо-
зам. Дозаторы установлены на панели агрегатов торможения на
Рис. 104. Кран электромагнитный

УЭ-24/1-2

шпангоуте № 19 гондолы каж-
дого двигателя.

Внутри ступенчатого корпу-
са 1 (рис. 105, а) помещена гиль-
за 3, которая со стороны штуце-
ра А закрыта седлом 12 с диа-
фрагмой 11. Внутри гильзы 3
расположен полый золотник 5 с
пружиной 4 и дозирующий кла-
пан 8. В золотнике 5 встроен об-
ратный клапан, состоящий из
плунжера 6 и пружины 7.

Жидкость под давлением по-
ступает в дозатор через шту-
цер А, где ее поток разделяется
по двум направлениям. Основная
часть жидкости идет в полость Г,
образованную между корпусом 1
и гильзой 3, и далее через калиб-
рованное отверстие Е — во внут-
реннюю полость Д гильзы 3. Под
действием напора жидкости зо-
лотник 5 перемещается влево,
преодолевая сопротивление пру-
жины 4. В левом крайнем поло-
жении золотник 5 открывает от-
верстия в гильзе 3 и сообщает
внутреннюю полость Д гильзы с
полостью И между корпусом I
и гильзой 3. Из полости И жид-
кость через отверстия в упоре 2
проходит к штуцеру К, а отту-
да — в тормозные цилиндры ко-

лес. Одновременно другая часть жидкости через отверстия Б
и калиброванные отверстия в диафрагме 11, которая при этом
прижимается к ограничителю 10, постепенно заполняет внутрен-
нюю полость В перед дозирующим клапаном 8. Под действием
разности давления во обе стороны (во внутренних полостях В
и Д гильзы) клапан 8 перемещается влево.

При нормально действующей системе торможения, когда нет
разрушений трубопроводов между дозатором и тормозными цилин-
драми колес, объем цилиндра заполняется до прихода клапана 8
влево до упора в буртик гильзы 3. Давление в полостях В и Д при
этом уравновешивается, и движение клапана 8 прекращается. Кла-
пан 5 возвращается пружиной 4 в исходное положение.

Если расход жидкости больше, чем емкость тормозных цилинд-
ров, соединенных с дозатором, клапан 8 перемещается влево до
упора (рис. 105,6). В крайнем левом положении клапан всадится
на внутренний буртик гильзы 3 и перекрывает отверстия Е, разоб-
ая полость Д от полости И. Доступ жидкости из линии торможе-
1я к тормозам колес прекращается. Таким образом, в случае по-
•еждения трубопровода между дозатором и тормозными цилинд-
1ми потеря рабочей жидкости будет ограничена объемом, на ко-
рый рассчитан дозатор, а поврежденный участок будет отключен
 системы.

При растормаживании колес жидкость из полости штуцера К.
:рез отверстия в упоре 2 поступает в полость И, откуда через от-
;рстия Ж проходит во внутреннюю полость гильзы 3 и золотника
Обратный клапан открывается, и жидкость через отверстия в стен-
; золотника и отверстия Е в стенке гильзы выходит в полость Г,
через штуцер А — на слив. Клапан 8 при этом сдвигается вправо
э упора. Диафрагма 11 перемещается вправо до упора и откры-
ает свободный выход жидкости из полости В перед клапаном 8.

Рис. 105. Дозатор ГА-172-00-2:
а — сечение; б — схема работы
Основные данные дозатора ГА-172-00-2

Рабочее давление ....................

Дозируемый объем при температуре 20° С
при расходе жидкости от 2,5 до 15 л/мин
Минимальное давление, удерживающее кла-
пан в закрытом положении.............

от 2 до 220 кгс/см2

400 см3

0,8 кгс/см2

Рис. 106. Клапан аварийного торможения
УГ-100У

Клапан аварийного торможения УГ-100У (рис. 106) предназна-
чен для аварийного торможения колес шасси. Он установлен на
центральном пульте кабины экипажа. Клапан представляет собой
два соединенных (сдвоенных) редукционных клапана, каждый из
которых работает независимо и управляет тормозами колес одной
из опор шасси.

Внутри корпуса 14 помещается гильза 10, в которой перемещает-
ся полый золотник 9. В нижней части золотник имеет конус, при-
тертый по торцу гильзы 10, и поршень, на который надевается демп-
фер 12. Внутри демпфера установлен клапан 11, поджимаемый пру-
жиной 13.

Сверху внутрь золотника вставлен стакан 8 с пружиной. В кор-
пусе расположен также клапан 7 и плунжер 5, который перемещает-
ся в гильзе 6. Внутри направляющей 3 штока, ввернутой в корпус
14, расположена пружина
15, которая верхним торцом
упирается в шток 2, а ниж-
ним — в стакан 4. В шток 2
вворачивается регулировоч-
ный болт 1 с гайкой 16, ог-
раничивающей максималь-
ный ход штока. В системе
торможения колес клапан
установлен следующим об-
разом: штуцеры А и Б сооб-
щены с линией торможения
колес левой и правой основ-
ных опор шасси, штуцер
В — с линией давления, а
штуцер Г — с линией слива.

В положении «Растормо-
жено», когда шток 2 не на-
жат, линия торможения
(штуцер Л) сообщается со
сливом (штуцером Г), а ли-
ния давления (штуцер В)
перекрыта. При нажатии на
шток 2 плунжер 5 переме-
щается вниз и прижимает
клапан 7 к торцу золотни-
ка 9, разобщая линию тор-
можения от линии слива.
При дальнейшем перемеще-

1«е
нии плунжера 5 вниз конус золотника 9 отжимается от торца
гильзы 10 и жидкость из линии давления поступает в линию тор-
можения. Одновременно жидкость под давлением поступает и во
внутреннюю полость золотника 9. Воздействуя на торец клапа-
на 7, напор жидкости создает усилие, противоположное усилию
пружины 15.,

Когда эти усилия станут равными, золотник 9 вернется в исход-
ное положение. Его коническая часть прижмется к торцу гильзы 10
и разобщит линию торможения от линии давления. Тогда в системе
торможения установится давление, соответствующее усилию, при-
ложенному к штоку 2.

Если уменьшить усилие на шток 2, то усилие от давления жид-
кости станет больше, чем усилие пружины 15, благодаря чему кла-
пан 7 отожмется от торца золотника 9. Линия торможения сообщит-
ся с линией слива. Клапан 7 вновь прижмется к торцу золотника,
когда усилие от давления жидкости на торец клапана 7 станет рав-
ным усилию пружины 15. В линии торможения установится давле-
ние, соответствующее усилию на шток 2.

При снятии усилия со штока происходит полный сброс давления
в линии торможения.

Основные данные клапана УГ-100У

Подводимое давление.................... до	220 кгс/см2

Редуцированное давление................ от	18 до 130 кгс/см2

Усилие на штоке при минимальном редуци-
рованном давлении 18 кгс/см2........... не	более 20 кгс

Усилие на штоке при редуцированном дав-
лении 130 кгс/см2....................... »	» 100 »

Холостой ход штока...................... »	»	3 мм

Общий ход штока........................  »	»	6»

Система управления поворотом колес передней опоры шасси

В систему управления поворотом колес передней опоры шасси
входят следующие агрегаты (см. рис. 85): дроссель 50, электромаг-
нитные краны 59, 60 и 73, кран 63 управления, клапан 58 слива, два
обратных клапана 23, клапан переключения 69, дроссель 72 предо-
хранительный клапан 74 и рулевой цилиндр 77.

Система управления поворотом колес передней опоры шасси
имеет два режима управления: рулежный и взлетно-посадочный.
При отключенной системе управления колеса передней опоры шас-
си работают в режиме самоориентации с демпфированием автоко-
лебаний передней опоры шасси (шимми).

В режиме рулежного управления колеса передней опоры шасси
могут поворачиваться на угол 45±2° в обе стороны от нейтрального
положения. Поворот колес в рулежном режиме выполняется от
штурвала, установленного на пульте левого пилота.

В режиме взлетно-посадочного управления колеса передней опо-
ры шасси могут поворачиваться на 10±.1° в обе стороны от ней-
6—494	161
трального положения. Поворот колес во взлетно-посадочном режи-
ме производится непосредственно от педалей ножного управления
самолетом и происходит совместно с отклонением руля направ-
ления.

Система управления поворотом колес передней опоры шасси
включается переключателем «Поворот переднего колеса», располо-
женного на левой панели приборной доски, установкой переключа-
теля в положение «Руление» или «Взлет-Посадка».

Включение системы контролируется по сигнальным лампам
«Включено от штурвала», «Включено от педалей», «Подготовлено
от педалей», которые также установлены на левой панели прибор-
ной доски.

При установке переключателя «Поворот переднего колеса»
в положение «Руление» загорается сигнальная лампа «Включено
от штурвала», электропитание подается на обмотку электромагни-
та крана 73 и к концевым выключателям левого и правого поворо-
та, управляющих электромагнитами крана 60. Концевые выключа-
тели замыкают цепь электромагнитов этого крана при поворо-
те штурвала рулежного управления, установленного на левом
пульте.

При включении электромагнитного крана 73 он перекрывает пе-
репуск жидкости из одной полости рулевого цилиндра 77 в другую.
Жидкость запирается в обеих полостях рулевого цилиндра и колеса
устанавливаются в таком положении, в котором они находились
в момент включения крана. Таким образом, система управления по-
воротом колес подготовлена к работе в заданном режиме.

При обесточенных электромагнитах крана 60 линия давления
и линии, ведущие к рулевому цилиндру, перекрыты.

При перемещении штурвала в сторону требуемого поворота со-
ответствующий концевой выключатель замыкает цепь одного из
электромагнитов крана 60. Жидкость проходит через кран, поступа-
ет к клапану 69 и далее — в соответствующую полость рулевого ци-
линдра. Происходит поворот колес передней опоры шасси. Из про-
тивоположной полости рулевого цилиндра жидкость вытесняется че-
рез клапан 69 и кран 60 в линию слива.

Выключение рулежного режима управления производится уста-
новкой переключателя «Поворот переднего колеса» в положение
«Выключено». При этом гаснет сигнальная лампа, размыкается об-
мотка электромагнита крана 40 и система переходит в режим сво-
бодного ориентирования.

При установке переключателя «Поворот свободного колеса»
в положение «Взлет-Посадка» загорается сигнальная лампа «От пе-
далей включено» и электропитание подается в обмотку электромаг-
нита крана 59 взлетно-посадочного управления. Одновременно эле-
ктропитание подается на обмотку электромагнита крана 73, кото-
рый перекрывает перепуск жидкости через дроссель 72 из одной
полости рулевого цилиндра в другую, подготавливая тем самым ру-
левой цилиндр 77 к работе в режиме управления. При включении
электромагнита крана 59 жидкость поступает к крану 63 и одновре-
менно к клапану 58. Клапан 58 обеспечивает слив жидкости из ли-
нии рулежного управления между краном 60 и клапаном 69. Для
поворота колес необходимо отклонять в соответствующую сторо-
ну педали ножного, управления рулем направления, которые тяга-
ми соединены с командным золотником крана 63.

При даче левой или правой педали ножного управления от себя
командный золотник крана 63 поворачивается в одну или другую
сторону от нейтрального положения и жидкость под давлением по-
ступает к клапану 69, а от него — в ту или иную полость рулевого
цилиндра в зависимости от направления поворота командного зо-
лотника. Из противоположной полости рулевого цилиндра 77 жид-
кость через клапан 69 переключения, кран 63 управления и клапан
слива 58 вытесняется в линию слива.

При повороте колес движение рулевого цилиндра 77 через ка-
чалки обратной связи передается золотниковой втулке, которая по-
ворачивается в ту же сторону, что и ранее, повернутый движением
ножных педалей командный золотник крана 63. После остановки пе-
далей ножного управления золотниковая втулка полностью пере-
крывает подачу жидкости в рулевой цилиндр 77 и поворот колес
прекращается.

При установке переключателя «Поворот переднего колеса» в по-
ложение «Выключено» гаснет сигнальная лампа, размыкаются об-
мотки электромагнитов кранов 59 и 73 и система переходит в режим
свободного ориентирования.

Электрическая цепь рулежного и взлетно-посадочного управле-
ния поворотом колес передней опоры шасси работает только в том
случае, если она замкнута концевым выключателем, расположен-
ным на амортизационной стойке опоры. Концевой выключатель за-
мыкает цепь, когда амортизационная стойка обжата. При отрыве
колес от земли электроцепь управления размыкается и сигнальная
лампа «От педалей включено» гаснет.

Электромагнитный кран ГА-192 предназначен для включения
взлетно-посадочного режима управления поворота колес. При обе-
сточенном электромагните крана линия давления перекрыта. При
включении электромагнита эта линия сообщается с краном 63 уп-
равления.

Электромагнитный кран ГА-164М/2 служит для рулежного уп-
равления поворотом колес. При обесточенных электромагнитах кра-
на линия давления перекрыта.

При подаче напряжения на обмотку одного из электромагнитов
жидкость из этой линии поступает через клапан переключения 69.
При включении второго электромагнита жидкость поступает в дру-
гую полость рулевого цилиндра.

Кран управления 63 является распределительным устройством,
подающим жидкость в рулевой цилиндр 77 при работе системы во
взлетно-посадочном режиме. Совместно с рулевым цилиндром 77
кран 63 образует гидроусилитель, поворачивающий колеса перед-
ней ноги шасси в соответствии с положением педалей ножного уп-
равления.
Клапан переключения 69 предназначен для подключения руле-
вого цилиндра 77 к системе рулежного или взлетно-посадочного уп-
равления в зависимости от режима управления.

Электромагнитный кран КЭ-5-00-1 служит для включения си-
стемы в режим управления (рулежного или взлетно-посадочного).
При обесточенном электромагните кран открыт и жидкость из одной
полости рулевого цилиндра в другую может перетекать через дрос-
сель 72 и кран 73. При включении электромагнита кран 73 перекры-
вает перепуск жидкости.

Предохранительный клапан 74 служит для защиты системы от
чрезмерных забросов давления в полостях рулевого цилиндра 77
при резких боковых ударах на колеса передней опоры шасси, воз-
никающих при движении самолета по неровному грунту, ударе
о препятствие. При давлении 155±5 кгс/см2 жидкость из одной по-
лости цилиндра 77 перетекает в другую и давление в них выравни-
вается, а нагрузки на элементы конструкции снижаются.

Дроссель 24-5629-0 предназначен для обеспечения требуемого
времени поворота колес шасси передней опоры. Он установлен
в линии, по которой жидкость подводится к электромагнитным кра-
нам ГА-192 и ГА-164М/2.

Электромагнитный кран ГА-192 служит для включения системы
управления поворотом колес передней опоры шасси в режиме взлет-
но-посадочного управления. Конструкция и принцип работы крана
описаны в разделе «Система выпуска и уборки закрылков».

Клапан слива 24-5611-0 предназначен для обеспечения слива
жидкости из системы рулежного управления на участке от крана 60
до клапана 69 при включении взлетно-посадочного режима управле-
ния колесами.

Система управления поворотом колес передней опоры шасси
с комбинированным золотником РГ-8А

На самолетах последних выпусков вместо описанной выше сис-
темы управления поворотом колес устанавливается новая система
с комбинированным золотником РГ-8А (рис. 107 и 108).

В систему входят следующие агрегаты (рис. 107): обратный
клапан 1, дроссель 2, электромагнитный кран 3, кран (комбиниро-
ванный золотник) 4, электромагнитный кран 6, дроссель 5, предо-
хранительный клапан 7, рулевой цилиндр 8. Система управления
поворотом колес питается от основной гидросистемы. Жидкость
в систему поступает через дроссель 2, предназначенный для обеспе-
чения требуемого времени поворота колес. Система управления по-
воротом колес передней опоры шасси работает следующим образом.

Рулежный режим управления. При установке переключателя
3 (рис. 108) «Поворот переднего колеса» в положение «Руление»
загорается зеленая сигнальная лампа 4 «Управление передним ко-
лесом— включено от штурвала» и электропитание подается на об-
мотку электромагнита крана 6 и одного из электромагнитов крана
Рис. 107. Схема управления поворо-
том колес с комбинированным золот-
ником РГ-8А:

/ — обратный клапан; 2— дроссель; 3—
электромагнитный кран; 4 — кран (комби-
нированный золотник); 5 —дроссель; 6 —
электромагнитный кран; 7 — предохрани-
тельный клапан; 8 — рулевой цилиндр

Рис. 108. Схема управления поворо-
том колес электрическая:

1 — автомат защиты сети АРЗ-6; 2 — вы-
ключатель блокировки управления ДП-702;

3 — переключатель «Поворот переднего ко-
леса:»; 4— лампа сигнальная «Управление
передним колесом — включено от штурва-
ла»; 5-—лампа сигнальная зеленая «Уп-
равление передним колесом — включено от
педалей»; 6 — лампа сигнальная желтая
«Управление передним колесом — подго-
товлено от педалей», 7— кран электромаг-
нитный ГА-163/16; 8 — кран электромаг-
нитный КЭ-5-00-1

3. При включении электромагнита кран 6 перекрывает перепуск
жидкости из одной полости рулевого цилиндра в другую. При вклю-
чении электромагнита крана 3 жидкость из линии давления посту-
пает в канал рулежного управления золотника РГ-8А.

При повороте штурвала 15 (рис. 109) поворачивается шкив 8,
связанный с золотником рулежного управления крана 6. Шкив 8 со
штурвалом 15 соединен тросом 14.

При повороте золотника жидкость из крана 6 поступает под дав-
лением в одну из полостей рулевого цилиндра 10. Из противополож-
ной полости жидкость через кран РГ-8А и обратный клапан
674600/Б вытесняется в линию слива. Перемещение рулевого цилин-
дра вызывает разворот колес. Система обратной связи (качалка 11,
вал 12, тросы 9 и 13) при перемещении рулевого цилиндра 10 обе-
спечивает поворот шкива 7 и связанной с ним золотниковой втул-
кн обратной связи. Втулка поворачивается в ту же сторону, что
и золотник рулежного управления и следует за золотником до
тех пор, пока происходит поворот штурвала и соответствующий по-
ложению штурвала поворот колес передней опоры шасси. При прек-
ращении поворота штурвала золотник обратной связи перекрывает
доступ жидкости в рулевой цилиндр. Колеса передней опоры шасси
фиксируются в повернутом положении.

Передаточное отношение системы управления подобрано так,
что при повороте штурвала на максимальный угол (90°) колеса
передней опоры шасси разворачиваются на 45±2° в каждую сторо-
ну от нейтрального положения.

При установке переключателя «Поворот переднего колеса» в по-
ложение «Выключено» гаснет сигнальная лампа, размыкаются об-
мотки электромагнитов 7 и 8 кранов и система переходит в режим
свободного ориентирования.

Взлетно-посадочный режим управления. При установке пере-
ключателя 3 (см. рис. 108) в положение «Взлет-Посадка» загора-
ются лампы 6 и 5. Электропитание подается на обмотки электро-
магнитов кранов 8 и 7. Кран <8 перекрывает перепуск жидкости из
одной плоскости рулевого цилиндра в другую. Кран 7 открывает
доступ жидкости под давлением в канал взлетно-посадочного управ-
ления крана РГ-8А.

Рис. 109. Схема управления поворотом колес передней опоры механическая
Для поворота колес необходимо отклонять в соответствующую
сторону педали 1 (см. рис. 109). При отклонении педалей вследст-
вие движения тяги 2, качалки 3 и пружинной тяги 4 поворачивается
рычаг 5, связанный с золотником взлетно-посадочного управления
крана 6. Золотник поворачивается, и жидкость из крана 6 под дав-
лением поступает в рулевой цилиндр и колеса передней опоры по-
ворачиваются. Система обратной связи в режиме взлетно-посадоч-
ного управления работает так же, как и в рулежном режиме.

Передаточное отношение системы управления подобрано так,
что при максимальном отклонении педалей колеса поворачиваются
на 10±Г в каждую сторону от нейтрального положения.

При установке переключателя 3 (см. рис. 108) в положение
«Выключено» обмотки электромагнитов кранов 7 и 8 обесточивают-
ся, гаснут сигнальные лампы 5 и 6 и система переходит в режим
свободного ориентирования.

Дроссель 24-5628-0 предназначен для обеспечения требуемого
времени разворота колес.

Электромагнитный кран ГА-163/16 служит для включения си-
стемы в режим рулежного или взлетно-посадочного управления.

При обесточенных электромагнитах крана, когда электроцепь
управления выключена или разомкнута концевым выключателем
при «еобжатой амортизационной стойке, линия напора перекрыта,
а линии, подводящие жидкость к комбинированному золотнику
РГ-8А, сообщаются со сливом. При включении одного из электро-
магнитов крана жидкость из линии давления поступает к каналу
рулежного управления комбинированного золотника РГ-8А. При
включении второго электромагнита линия давления сообщается с
каналом взлетно-посадочного управления золотника РГ-8А.

/ Комбинированный золотник РГ-8А предназначен для подачи
жидкости в систему управления поворотом колес в режиме рулеж-
, него и взлетно-посадочного управления. Совместно с рулевым ци-
линдром он образует гидроусилитель, поворачивающий колеса пе-
редней опоры шасси в зависимости от положения штурвала 15 или
педалей 1 ножного управления (см. рис. 109).

Комбинированный золотник РГ-8А (рис. НО) состоит из корпу-
са 2 с гайками 15 и 23, двух поворотных золотников 1 и 7, помещен-
ных в общей золотниковой втулке 3 обратной связи. На золотнике
7 установлена регулировочная втулка 9. Золотники 1 и 7 соответст-
венно соединяются со штурвалом рулежного управления и с педа-
лями взлетно-посадочного управления, обеспечивают распределение
жидкости при работе системы в рулежном и взлетно-посадочном ре-
жимах. Золотниковая втулка 3 соединяется обратной связью с руле-
вым цилиндром. Внутри агрегата расположен также вспомога-
тельный золотник 18 для переключения режима управления.

В системе золотник установлен следующим образом: штуцера
4 (Д1) и 6 (Д2) соединяются с линией высокого давления, шту-
цер 8 (бак 3)—с линией слива, штуцера 20 (цил. 1) и 19 (цил.
2) — с рулевым цилиндром.
Золотники 7 и 1 соответственно соединены с валиками 13 и 24,
на шлицах которых посажены шкивы 11 и 22, связанные: первый
со штурвалом рулежного управления, а второй с педалями взлет-
но-посадочного управления. Золотниковая втулка 3 через муфту 17
связана со стаканом 16, установленным во втулке 10 на шарико-
подшипниках. На стакане 16 сидит шкив 12, соединенный обрат-
ной связью с рулевым цилиндром.

Поворот шкива 11 относительно шкива 12 ограничивается
штифтом 14, закрепленным на шкиве 12 и входящим в паз
шкива 11.

Гильза 5 имеет четыре ряда косых сверлений, а золотниковая
втулка 3 — девять проточек. Средняя проточка и две крайние со-
единяются со штуцером 8 слива. Две проточки, расположенные сле-
ва от средней, соединены соответственно со штуцерами 4 и 6.
Остальные четыре проточки канавками в корпусе соединены с че-
тырьмя проточками гильзы 21. В зависимости от положения пере-
ключающего золотника 18 одна из двух пар этих проточек
соединяется со штуцерами 19 и 20.

В четырех канавках золотниковой втулки 3, соединенных со
штуцерами 19 и 20, т. е. с рулевым цилиндром, имеются фрезеро-
ванные окна, которые при нейтральном положении золотников 1
и 7 перекрываются перемычками золотников. При смещении зо-
лотников из нейтрального положения окна открываются и сообща-
ются с линиями давления или слива. Каждый из золотников 7 и 7

Рис. ПО. Кран золотниковый комбинированный PF-8A
имеет четыре фрезерованных паза. Два диаметрально противопо-
ложных паза сообщаются с проточками, соединенными со штуце-
рами 4 и 6, а два других через проточки — с полостью слива.

При включении взлетно-посадочного управления жидкость под
давлением поступает к штуцеру 4 (рис. 111, а), а от него — к золот-
нику 1. Одновременно жидкость поступает в левую полость пере-
ключающего золотника 18 и переводит его в крайнее правое поло-
жение. При этом золотник соединяет каналы взлетно-посадочного
управления А и Б с рулевым цилиндром. При нейтральном положе-
нии золотника 1 окна золотниковой втулки 3 перекрыты перемыч-
ками золотника 1.

Когда педали взлетно-посадочного управления перемещаются,
золотник 1 (рис. 111, б) поворачивается и открывает окна золотни-
ковой втулки. Через канал А левая полость рулевого цилиндра
сообщается с линией давления, а правая через канал Б — с линией
слива. Рулевой цилиндр начинает двигаться. Движение цилиндра
через систему обратной связи передается золотниковой втулке 3,
которая поворачивается в ту же сторону, что и золотник 1. При
остановке педалей втулка набегает на золотник и окна втулки пе-
рекрываются перемычками золотника. Движение рулевого цилинд-
ра прекращается. При изменении направления вращения золотни-
ка движение рулевого цилиндра реверсируется.

При включении рулежного управления жидкость через шту-
цер 6 (рис. 111, в) поступает к золотнику 7 рулежного управления
и одновременно в правую полость управляющего золотника 18.
Золотник 18 переместится в левое крайнее положение и соединит
каналы рулежного управления В и Г с рулевым цилиндром. В ней-
тральном положении окна золотниковой втулки перекрыты пере-
мычками золотника 7.

При повороте штурвала рулежного управления поворачивается
связанный с ним золотник 7 (рис. 111, г) и открывает окна в золот-
никовой втулке 3. Жидкость под давлением через канал В посту-
пает в левую полость рулевого цилиндра. Из правой полости жид-
кость через канал Г вытесняется в линию слива. Движение рулево-
го цилиндра передается через систему обратной связи золотниковой
втулке 3, которая поворачивается вслед за золотником 1. При
остановке штурвала рулежного управления окна золотниковой
втулки перекрываются перемычками золотника и движение руле-
вого цилиндра прекращается.

Дроссель 5 (см. рис. 107) совместно с рулевым цилиндром обес-
печивает демпфирование колебаний колес передней опоры шасси
при работе системы в режиме свободного ориентирования. При
этом жидкость перетекает из одной полости рулевого цилиндра 8
в другую через дроссель 5 и электромагнитный кран 6 (при обес-
точенном электромагните кран 6 открыт).

Электромагнитный кран 6 при включении системы в рулежный
или взлетно-посадочный режим управления перекрывает перепуск
жидкости из одной полости рулевого цилиндра в другую. Жидкость
запирается в обеих полостях рулевого цилиндра 8, и колеса уста-
Рис. 111. Схема

а — включено взлетио-посадочное управление, поворотные золотники в нейтральном
поршень цилиндра двигается; в — включено рулежное управление, поворотные золотники в
поршень цилиндра
в)

Слив

От обрат-
ной связи

d 6 6 й

К рулежному
управлению

От обрат-
ной связи

\Давление в зам -
I ннутой полости

\Высоное давление

^ййтйл-^Дадление слива

Лрулежному
управлению

работы РГ-8А:

положении; б —включено взлетно-посадочное управление, поворотный золотник смешен
двигается101^ положенин: г ~ вк-™ч«ю рулежное управление, поворотный золотник смещен
навливаются в таком положении, в каком они находились в момент
включения системы.

Предохранительный клапан 7 установлен параллельно с руле-
вым цилиндром. Он представляет собой блок двух предохранитель-
ных клапанов шарикового типа, обеспечивающих перепуск жидко-
сти из левой полости рулевого цилиндра в правую полость и наобо-
рот. Клапан вступает в работу при рулении по аэродрому с неров-
ным покрытием. При повышении давления в одной из полостей ру-
левого цилиндра свыше 155±5 кгс/см2 он открывается и перепу-
скает часть жидкости в другую полость.

Система управления стеклоочистителями

Стеклоочистители служат для удаления атмосферных осадков
с передних стекол кабины пилотов. Они работают от основной гид-
росистемы (см. рис. 85).

В систему входят два дроссельных крана 70 (ГА-230) и два гид-
ропривода 75 стеклоочистителей (ГА-211-00-5) со щеточными ме-
ханизмами.

При повороте маховичка крана 70 против часовой стрелки жид-
кость поступает под давлением в соответствующий гидропривод 75
щеточного механизма стеклоочистителя ГА-211-00-5. При дальней-
шем открытии крана расход жидкости, поступающей к гидропри-
воду, увеличивается и движение приводного валика щеточного ме-
ханизма ускоряется. При полном открытии дроссельного крана
максимальная скорость движения щеточного механизма составля-
ет до 200 двойных ходов в минуту.

Дроссельный кран ГА-230 представляет собой конусный запор-
ный кран с очень малым
углом конуса и с регули-
руемым дросселем, огра-
ничивающим максималь-
ный расход жидкости
(рис. 112). Он установ-
С лен на боковых пультах
левого и правого пилотов.
Кран состоит из кор-
пуса 2, валика с запор-
ным конусом 1, на кото-
ром установлен махови-
чок 5, уплотнительного
узла 3, накидной гай-
ки 4 и регулируемого
дросселя, в который вхо-
дят винт 7, гильза 6 и
уплотнительные шайбы 9.
Узел закрывается колпа-
ком 8. Герметизация шту-
Рис. 113. Гидропривод стеклоочистителя ГА 211-00-5

церов А входа и Б выхода осуществлена резиновыми уплот-
нениями.

Расход жидкости и, следовательно, число ходов щеток стекло-
очистителя регулируется запорным конусом 1. При вращении ма-
ховичка 5 против часовой стрелки расход увеличивается, при вра-
щении по часовой стрелке расход уменьшается.

Максимальный расход жидкости регулируется дросселем пу-
тем вращения винта 7, который открывает или перекрывает канал
подачи жидкости к стеклоочистителям. Регулировка производится
при полностью открытом дроссельном кране. Подача жидкости
должна быть не менее 2,5 л/мин при давлении 150+10 кгс/см2.

Гидропривод стеклоочистителя (рис. 113) служит для приведе-
ния в действие щеточного механизма, очищающего лобовые стекла
экипажа.

В корпусе 12 гидропровода запрессована стальная гильза 10.
В гильзе установлена поршень-рейка 11 с текстолитовыми уплот-
нительными кольцами. По поршню-рейке 11 обкатывается шестер-
ня 3, размещенная на втулках в корпусе 12. На шлицах и шестер-
не 3 установлен валик 5 привода, который центрируется во втулке 4
с уплотнительными узлами 6, 8 и 9. Втулка 4 фиксируется и конт-
рится гайкой 7.

Перемещение поршня-рейки 11 ограничивается упорами 18. По-
дача жидкости в подпоршневое пространство слева и справа регу-
лируется клапанами 16 и распределительными втулками 17.
С левого торца под крышкой в корпусе 12 установлен переклю-
чающий механизм, состоящий из ведущей шайбы 2 с винтами 15,
скоба 13, планка 14 и пружина /.

Жидкость, поступающая под давлением из крана ГА-230 и ле-
вый клапан 16 подается в левую полость гильзы 10. Правая полость
в это время соединена со сливом. В результате поршень-планка 11
перемещается слева направо, вращая против часовой стрелки
шестерню 3 и валик 5, который приводит в действие щеточный ме-
ханизм стеклоочистителя. Ведущая шайба 2, вращаясь вместе
с валиком 5, упирается винтом 15 в скобу 13 и поворачивает ее
против часовой стрелки. Пружина 1 при этом растягивается
и, пройдя «мертвую точку», перебрасывает скобу 13, а скоба 13 —
планку 14 влево.

Вместе с планкой 14 перекладываются клапаны 16, прижатые
к планке 14 давлением жидкости. После этого движение поршня 7
реверсируется.

Система аварийного флюгирования воздушных винтов
и останова двигателей

Система аварийного флюгирования воздушных винтов и оста-
нова двигателей включает в себя следующие агрегаты (см. рис. 85):
редуктор 31, два крана флюгирования 40 и 41, два отсечных кла-
пана 46 с дросселями 45, бачок 43 с двумя подпорными клапана-
ми 55, два дренажных бачка.

Система аварийного флюгирования воздушных винтов и оста-
нова двигателей подключена к гидроаккумулятору 22 тормозов,
что обеспечивает питание системы в случае потери давления в ос-
новной гидросистеме.

Поступающая в систему флюгирования жидкость проходит
к кранам 2 флюгирования через редуктор 1, где давление снижает-
ся до 60+5 кгс/см2 (см. рис. 114).

В исходном положении крана 2 (рис. 114, а) нижний клапан его
закрыт и перекрывает линию давления, поэтому в линии, ведущей
к отсечному клапану 5, напора нет, и клапан 5 закрыт. Верхний же
клапан крана 2 открыт и сообщает эту линию с подпорным клапа-
ном 7 бачка 8. При таком подключении в линии поддерживается
некоторый постоянный напор, величина которого определяется уси-
лием предварительной затяжки пружины подпорного клапана 7.
При повышении давления в линии вследствие утечек или темпера-
турного расширения жидкости подпорный клапан 7 открывается,
часть жидкости сливается в бачок 8 и давление в линии падает.
Это исключает самопроизвольное открытие отсечного клапана 5,
а следовательно, и самопроизвольное флюгирование винтов и оста-
нов двигателей. Линия, ведущая к регулятору оборотов 3 и авто-
мату 4 дозировки топлива, через отсечный клапан сообщается
с дренажным бачком 6, а через отверстие в его стенке — с атмос-
ферой. Это исключает самопроизвольное флюгирование винтов или
Давление

&i вт гидроакнумулятора

В линию
слиВа*-

Давление
не Второму
нрану срлю-
гироВания

2

Слив am 1
второго L г
крана *~г
флюги -	1

роба пая

В атмосферу I

| в атмосферу

Из сусрлез
„ кого Ваге.
/ масло-
системы

8

Д)	Давление

от гидроакнумулятора

В атмосферу |

Рис. 114. Схема работы аварийного флюгирования воздушных винтов и остановка
двигателей:

а — исходное положение; б — винт зафлюгироваи

останов двигателей при повышении давления в линии вследствие
нагрева жидкости или каких-либо других причин.

Для открытия крана флюгирования необходимо ручку крана 2
(рис. 114, б) развернуть против часовой стрелки, вытянуть и зафик-
сировать ее, повернуть против часовой стрелки до упора. Нижний
клапан крана 2 откроется, и жидкость из системы под давлением
поступит к отсечному клапану 5. Клапан откроется и пропустит
жидкость к регулятору оборотов 3 и автомату 4. Регулятор 3 обес-
печит аварийный ввод винтов во флюгерное положение, а авто-
мат 4 — останов двигателей. Верхний клапан крана 2 закроется.

Для закрытия крана необходимо его ручку повернуть по часо-
вой стрелке до упора, утопить и зафиксировать ее, повернув по ча-
совой стрелке до упора. Нижний клапан крана 2 закроется и пе-
рекроет линию давления, а верхний клапан крана откроется.
Жидкость из регулятора 3 и автомата 4 пойдет через отсечный
клапан 5, кран 2 и через подпорный клапан 7 поступит в бачок 8.
Когда давление в системе упадет до 3—4 кгс/см2, отсечный клапан 5
закроется и соединит линию, ведущую к регулятору 3 и автома-
ту 4, с дренажным бачком 6.

Система наддува гидробака

Система наддува гидробака предназначена для создания в гид-
робаке избыточного давления, необходимого для нормальной без-
кавитационной работы насосов при подъеме самолета на высоту.

Воздух для наддува гидробака отбирается через штуцер 3 (см.
рис. 85) после X ступени компрессора каждого двигателя. Далее
воздух проходит через обратные клапаны 4 и фильтр 6, в которых
он осушается и очищается от механических частиц, и после редук-
тора 2 поступает в гидробак <8.

Редуктор 2 обеспечивает регулирование давления воздуха, по-
ступающего в гидробак 8, в пределах 1±0,1 кгс/см2. Для защиты
гидробака 8 от чрезмерного повышения давления на нем установ-
лены два предохранительных клапана 1, которые открываются при
избыточном давлении в баке 1,5+0,3 кгс/см2.

Для проверки работоспособности и герметичности системы над-
дува на земле, а также для улучшения работы насосов от назем-
ного гидроагрегата на бортовой панели приемных клапанов уста-
новлен штуцер 10, через который можно осуществлять наддув гид-
робака 8 от наземного источника давления. Для стравливания
воздуха из гидробака на бортовой панели расположен клапан 11.

Обратные клапаны 4, редуктор 2, фильтры 6 установлены на
левом борту правой гондолы в нише основной опоры шасси. Кла-
пан стравливания 11 и бортовой штуцер 10 расположены на борто-
вой панели аэродромного питания гидросистемы на левом борту
правой гондолы.

Обратный клапан Н5810-270 золотникового типа предназначен
для перекрытия трубопровода при обратном потоке воздуха в систе-
ме наддува гидробака.

Фильтр-осушитель 24-5603-290 служит для удержания влаги,
поступающей вместе с воздухом в систему наддува гидробака.

Воздушный фильтр 721800А служит для очистки воздуха от ме-
ханических примесей. Воздух очищается с помощью фильтроваль-
ного пакета, состоящего из металлических сеток и войлочных колец.

Редуктор Н5810-700М (рис. 115) предназначен для поддержа-
ния постоянного избыточного давления в гидробаке независимо
от изменения давления
воздуха, поступающего в
редуктор от двигателей
или от наземного источ-
ника.

Редуктор состоит из
корпуса 3, в который
вмонтированы два кла-
пана 1 и 8 и пружина 4
с мембраной 7 и толкате-
лем 2. Натяжение пружи-
ны 4 регулируется вин-
том 5, который контрится
гайкой 6.

Принцип действия ре-
дуктора основан на ра-
венстве усилий пружи-

Рис. 115. Редуктор Н5810-700М

ны 4 и давления в системе наддува, действующего на площадь
мембраны 7. Когда наддув в баке падает ниже 1±0,1 кгс/см2, уси-
лие пружины 4 преодолевает усилие напора воздуха на мембра-
ну 7, в результате чего мембрана прогибается и толкателем 2
перемещает клапан 8 влево. Клапан открывается и обеспечивает
доступ воздуха из линии давления в бак. Когда избыточное дав-
ление в баке.достигнет 1+0,1 кгс/см2, усилие давления воздуха на
мембрану станет больше усилия пружины. Мембрана прогнется
вправо и отведет толкатель 2. Клапан 8 также перемещается впра-
во и перекрывает доступ воздуха r подмембрайнор пространство.

В корпусе редуктора смонтирован входной (обратный) кла-
пан 1, предотвращающий проток воздуха в обратном направлении.

Если расхода воздуха на выходе из редуктора нет, допускается
повышение давления на 0,25 кгс/см2 сверх величины 1+0'1 кгс/см2
в течение 30 мин.

Предохранительный клапан 634300М предназначен для защиты
бака от разрушения при повышении давления наддува выше
1,5±0,3 кгс/см2. В этом случае золотник отходит от седла, в резуль-
тате чего избыток давления в баке стравливается в атмосферу.

Клапан 24-5603-10 нажимного действия предназначен для страв-
ливания давления воздуха из гидробака.

Трубопроводы и шланги гидросистемы

Трубопроводы и шланги предназначены для подачи рабочей
жидкости к потребителям и ее циркуляции в системе.

Трубопроводы изготовляются из алюминиево-магниевого спла-
ва АМгМ и нержавеющей стали Х18Н10Т. Трубопроводы из сплава
АМгМ применяются в сливных и всасывающих магистралях, ра-
ботающих при небольших давлениях. Трубопроводы из стали
1Х18Н9Т используются в магистралях с высоким давлением.
II	'

Трубопроводы соединяются между собой и крепятся к штуце-
рам агрегатов (рис. 116, а) с помощью ниппельных соединений.
Типовое соединение состоит из штуцера Л накидной гайки 2, нип-
пеля 3 и трубы 4 с развальцованным концом. Герметичность соеди-
нения обеспечивается плотным прилеганием раструба к конусу
штуцера.

На рис. 117 представлен график зависимости момента затяжки
соединений трубопроводов от диаметра трубопровода.

К элементам конструкции трубопроводы крепятся с помощью
колодок и хомутов.

Трубопроводы гидравлической системы для отличия окрашива-
ются в серый цвет и маркируются цветными кольцами, цифровы-
ми и буквенными обозначениями, указывающими, к какой системе
и к какой линии относится трубопровод. Цветные кольца наносят-
ся непосредственно на трубопровод, а цифровые и буквенные обоз-
начения ставятся на трафаретах, прикрепленных к трубопроводам.
Маркировка трубопроводов сводится в трафарет-таблицу, которая
устанавливается на самолете.

В местах, имеющих значительные взаимные перемещения дета-
лей конструкции, вместо трубопроводов установлены шланги.

Типовое соединение штуцера с корпусом агрегата (см.
рис. 116, б—д) состоит из уплотнительных колец 2 и 3, накидной
гайки 4 и штуцера 5, который вворачивается в корпус 1. Вначале
на гладкую часть штуцера надеваются уплотнительные кольца 2
и 3. Затем наворачивается гайка 4 до конца резьбы. После этого
штуцер 5 заворачивается в корпус 1 до упора гайки 4 в корпус 1.
Затем штуцер 5 разворачивается в нужном направлении, но не бо-
лее, чем на 360° против часовой стрелки, чтобы не подрезать уплот-
нение. После этого гайка затягивается небольшим усилием и конт-
рится контровочной проволокой.

Рис. 116. Типовые соединения стыков гидросистемы:

а — трубопроводов; б, г — монтаж уплотнительного узла на штуцере; в. д — монтаж шту-
цера с уплотнительным узлом в корпусе агрегата
В случае негерметичности
уплотнительные кольца необходи-
мо заменить. Увеличение затяжки
соединения не приведет к устра-
нению течи, а только к поврежде-
нию соединения.

Основные рекомендации по
техническому обслуживанию
гидросистемы

Безотказная работа гидравли-
ческой системы может быть гаран-
тирована лишь при правильном
выполнении определенного комп-
лекса работ в соответствии с рег-
ламентом по техническому обслу-
живанию.

Рпс. 117. Зависимость момента затяж-
ки М3 от материала и внутреннего
диаметра d трубопроводов:

1 — М 3 минимальный; 2 — М3 максималь-
но допустимый; 3 —Л43 разрушающий
------- трубопроводы из стали
-------трубопроводы из алюминиевых
сплавов

Основными видами работ тех-
нического обслуживания гидрав-
лической системы являются:

а)	замена рабочей жидкости,
которая производится согласно
регламенту технического обслу-

живанпя самолета, а также при

обнаружении загрязнения рабочей жидкости в процессе эксплуата-

ции;

б)	проверка всех систем в сроки, предусмотренные регламентом
технического обслуживания, а также при замене какого-либо аг-
регата.

В гидроаккумуляторах тормозов и основной системы проверяют
величину давления азота в азотной камере. Давление азота в гид-
роаккумуляторе тормозов, расположенном в нише передней опоры
шасси, должно быть 60+3 кгс/см2. Давление в гидроаккумуляторе
основной системы, расположенном в левой гондоле двигателя,
должно быть 85+5 кгс/см2. При необходимости гидроаккумулято-
ры дозаряжают. Для зарядки применяют технический азот второго
сорта (по ТУМХП 4280—54).

Промывка фильтроэлементов основной и вспомогательной (ава-
рийной) систем выполняется в сроки, предусмотренные регламен-
том технического обслуживания.

Промывают фильтроэлементы в соответствии с Инструкцией по
ультразвуковой очистке фильтроэлементов из никелевой сетки сар-

жевого плетения.

Аварийная насосная станция 465 МТВ проверяется в сроки,
предусмотренные регламентом технического обслуживания. Регла-
ментные работы по насосной станции заключаются в периодической
проверке коллектора, щеток и щеткодержателя.
Проверка работы системы уборки и выпуска шасси производит-
ся в следующем порядке:

поднимают самолет гидроподъемниками;

подключают наземный гидроагрегат к приемным клапанам бор-
товой панели;

убирают и выпускают шасси.

Время уборки шасси должно быть равно 4—5 с, а выпуска —•
3,5—6 с.

Силовые цилиндры и механизмы шасси должны работать плав-
но, без рывков и заеданий, сигнализация срабатывать четко,
а шасси надежно становиться на замки выпущенного и убранного
положения. Не должно быть течи в соединениях трубопроводов
и агрегатов.

Проверка системы выпуска и уборки закрылков производится
в следующем порядке:

подключают наземный гидроагрегат к приемным клапанам бор-
товой панели;

убирают и выпускают закрылки.

При выпуске и уборке закрылков гидропривод должен работать
плавно без рывков и заеданий; не должно быть чрезмерного нагре-
ва корпуса гидропривода. В крайних и промежуточных положениях
закрылки должны надежно фиксироваться.

Кроме того, проверяется износ фрикционных дисков тормоза
гидропривода закрылов. Толщина колец подбирается такой, чтобы
ход штока цилиндра составлял 2 мм. При эксплуатации допускает-
ся увеличение хода вследствие износа дисков до 4 мм. Величина
износа проверяется замером хода резьбового конца болта на кор-
пусе тормоза при оттягивании болта технологической ганкой до
упора поршня в крышку.

В системе торможения колес шасси при замене какого-либо аг-
регата или в сроки, указанные в регламенте технического обслужи-
вания, выполняются следующие работы: регулирование клапана
УГ-92/2, давления стояночного торможения и клапана аварийного
торможения УГ-100У, а также проверка работы автомата тормо-
жения.

Клапан УГ-92/2 регулируется гайкой на стакане 4 (см. рис. 102).
Вращением болта с контргайкой для установки ролика 1 (см. рис.
101) обеспечивается зазор в 1 мм между гильзой и нажимным ро-
ликом 1 рычажного механизма.

Максимальное давление в тормозах должно быть 95±5 кгс/см2.

Время затормаживания с момента нажатия педали до получе-
ния максимального давления и время растормаживания — не бо-
лее 1,5 с.

Величина давления стояночного торможения (55—65 кгс/см2)
регулируется перемещением упора 5 (см. рис. 101) на ограничи-
тельной планке пульта ножного управления.

Клапан аварийного торможения регулируется вворачиванием
или выворачиванием болта 1 (см. рис. 106). При его выворачива-
нии редуцированное давление уменьшается, при вворачивании —
увеличивается.

Максимальное давление должно быть равно 95+5 кгм/см2, вре-
мя затормаживания колес с момента нажатия рукоятки до получе-
ния максимального давления в тормозах и время растормаживания
колес с момента отпускания рукоятки до полного стравливания дав-
ления — не более 1,5 с.

Работа автомата торможения проверяется вращением привод-
ного валика датчика в сторону, соответствующую вращению шес-
терни при движении самолета вперед. В момент резкой остановки
валика на центральной приборной доске должна мигнуть лампа
сигнализации (желтого цвета), одновременно должен быть слы-
шен щелчок от срабатывания двух кранов автоматического тормо-
жения.

Давление в тормозах должно резко понизиться до величины,
близкой к нулю.

Система управления поворотом колес передней опоры шасси
проверяется при замене агрегатов сети или в сроки, указанные
в регламенте технического обслуживания, в такой последователь-
ности:

1.	Поднимают самолет гидроприемниками.

2.	Специальной струбциной обжимают амортизационную стой-
ку передней опоры шасси так, чтобы вывести центрирующий ролик
из зацепления с центрирующим кулачком. Концевой выключатель
электроцепи управления передних колес должен быть включен. При
этом амортизационная стойка должна быть обжата на величину
не менее 40 мм по указателю, а зазор между покрышкой колеса
и грунтом должен быть не менее 40 мм.

3.	Подключают наземный гидроагрегат к панели бортовых
приемных клапанов гидросистемы и создают давление в системе
155 кгс/см2.

4.	Ставят переключатель «Поворот переднего колеса» в поло-
жение «Руление» и убеждаются, что загорелась сигнальная лампа
«Включено от штурвала».

5.	Отклоняя штурвал управления поворотом на полный угол,
разворачивают колеса влево и вправо; колеса должны плавно,
без рывков и заеданий, отклоняться в каждую сторону на
угол 45+2°.

6.	Ставят переключатель «Поворот переднего колеса» в положе-
ние «Взлет — Посадка» и убеждаются, что загорелись сигнальные
лампы «Подготовлено от педалей» и «Включено от педалей».

7.	Расстопоривают рули и, отклоняя педали ножного управле-
ния, разворачивают колеса влево и вправо. Колеса должны плав-
но, без рывков и заеданий, отклоняться в каждую сторону на угол
10+1°.

8.	Проверяют блокировку управления поворотом колес, для
чего:

а)	ставят переключатель «Поворот переднего колеса» в поло-
жение «Взлет — Посадка»;
б)	разворачивают колеса от педалей в любую сторону на угол
10±1°;

в)	снимают струбцину с обжатой амортизационной стойки
и убеждаются в том, что колеса стали в нейтральное положение
и погасла сигнальная лампа «Включено от педалей», а сигнальная
лампа «От педалей подготовлено» горит;

г)	ставят переключатель «Поворот переднего колеса» в положе-
ние «Выключено» и убеждаются в том, что сигнальная лампа
«Подготовлено от педалей» погасла.

Углы разворота колес передней опоры шасси (для системы уп-
равления поворотом с краном РГ-8А) регулируют в такой последо-
вательности:

1.	Поднимают самолет гидроприемниками и с помощью специ-
альной струбцины обжимают амортизационную стойку так, чтобы
вывести центрирующий ролик из зацепления с центрирующим ку-
лачком. При этом концевой выключатель ДП-702 должен замкнуть
электрическую цепь системы управления поворотом.

2.	Устанавливают риски на выходных валиках золотников ру-
лежного и взлетно-посадочного управления крана РГ-8А горизон-
тально.

3.	Разворачивают шкив 7 (см. рис. 109) втулки обратной связи
так, чтобы штифт, установленный на ней, находился посередине
радиусного паза шкива 8 золотника рулежного управления.

4.	Не нарушая нейтрального положения крана, подсоединяют
трос 14 проводки и пружинную тягу 4.

5.	Устанавливают переключатель управления поворотом колес
в положение «Взлет — Посадка» и при застопоренных в нейтраль-
ном положении педалях создают давление в рулевом цилиндре
150 кгс/см2. При этом колеса передней опоры шасси не должны
выходить из нейтрального положения. Если нужно, нейтральное
положение колес передней опоры шасси обеспечивается регулиров-
кой длины пружинной тяги 4,

6.	Полностью отклоняют ’педали от нейтрального положения
в одну и другую сторону. При этом колеса должны разворачивать-
ся на 10±1° в обе стороны от нейтрального положения. Если нуж-
но, угол разворота колес передней опоры регулируют с помощью
ввертного ушка рычага 5 золотника взлетно-посадочного управ-
ления. При заворачивании ушка угол разворота колес увели-
чивается.

7.	Определяют ходом рулевого цилиндра 10 угол разворота ко-
лес от упора до упора. В рулежном режиме управления он состав-
ляет 45±2° в обе стороны от нейтрального положения при полном
отклонении штурвала рулежного управления (на 90° в обе стороны
от нейтрали).

8.	Проверяют натяжение тросов 14 при нейтральном положении
штурвала рулевого управления. Натяжение их должно быть равно
15 кгс при температуре 20° С.

В системе наддува гидробака в процессе эксплуатации проверя-
ют фильтр-осушитель 24-5603-290, редуктор Н5810-700М, предохра-
ннтельные клапаны 634300М и трубопроводы (их соединения на
герметичность).

Перед началом проверки системы наддува необходимо стравить
давление воздуха в системе с помощью клапана стравливания.

Годность фильтра-осушителя определяется при разборке фильт-
ра по цвету индикаторного силикагеля. Если цвет его близок к жел-
тому, следует вынуть стакан и заменить силикагель ШСМ и инди-
каторный силикагель свежими.

Редуктор Н5810-700М проверяется при проверке системы над-
дува на герметичность.

ГЛАВА VI

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка самолета обеспечивает взлет самолета, по-
лет на расчетной высоте и на расчетную дальность, уход на второй
круг при посадке.

Размещение силовой установки на самолете сопровождается
выполнением целого ряда требований: аэродинамических, компо-
новочных, прочностных и эксплуатационных.

Силовая установка самолета Ан-24 состоит из двух турбовинто-
вых двигателей АИ-24 с четырехлопастными винтами АВ-72. Сило-
вая установка самолета Ан-24РВ состоит из двух турбовинтовых,
двигателей АИ-24 и турбореактивного двигателя РУ19А-300.

Двигатели АИ-24 установлены на рамах в гондолах под центро-
планом крыла и через силовые шпангоуты гондол крепятся к фер-
мам на переднем лонжероне центроплана. В рамах смонтированы
гасители вибраций — амортизаторы. Двигатель РУ19А-300 разме-
щен в хвостовой части правой гондолы и прикреплен на подмотор-
ной раме к заднему лонжерону центроплана.

В силовую установку входят также гондолы и системы: выхло-
па и обдува двигателя, управления двигателя, масляная, топлив-
ная, впрыска воды в двигатели, противопожарная.

Двигатель АИ-24 развивает на максимальном режиме мощность
2550 л. с. Он имеет дифференциальный планетарный редуктор со.
степенью редукции 0,08255. К фланцу редуктора на торцовых
шлицах крепится болтами воздушный четырехлопастной флюгер-
ный винт АВ-72 с автоматически изменяемым в полете шагом, диа-
метром 3,9 м. В конструкцию редуктора включен механизм измери-
теля крутящего момента (ИКМ).

К корпусу редуктора крепится лобовой картер, образующий
своими стенками входной канал воздушного тракта двигателя.
В задней части воздушного тракта лобового картера установлен
входной направляющий аппарат. В лобовом картере расположены
приводы к агрегатам двигателя, а на наружной его поверхности —
приливы с фланцами для установки передних цапф крепления дви-
гателя.
К лобовому картеру крепится стальной разъемный по оси кор-
пус компрессора с ресиверами и фланцами для установки клапанов
перепуска воздуха за V и VIII ступенями компрессора. В нижней
части корпуса компрессора крепится автомат дозировки топлива
АДТ-24М.

В корпусе компрессора между спрямляющими аппаратами
и рабочими кольцами вращается ротор компрессора, состоящий из
десяти дисков с рабочими лопатками и заднего вала, являющегося
задней опорой ротора. Передней опорой ротора служит хвостовик
диска I ступени компрессора. К корпусу компрессора крепится
сварной корпус камеры сгорания, состоящий из наружного разъем-
ного кожуха и внутренней конической балки, соединенных между
собой восемью полыми ребрами. На поверхности корпуса имеются
фланцы для крепления топливных форсунок, запальников и флан-
цев труб отбора воздуха для самолетных систем. Внутри корпуса
расположена камера сгорания кольцевого типа, которая крепится
к корпусу при помощи восьми фиксирующих штифтов. За камерой
сгорания расположена осевая трехступенчатая турбина.

Ротор турбины состоит из вала и трех рабочих колес, соединен-
ных между собой анкерными болтами. Вал турбины вращается на
роликовом подшипнике, установленном в конической балке корпу-
са камеры сгорания. Передний конец вала соединен шлицами
с шейкой задней цапфы ротора компрессора. Статор турбины состо-
ит из трех сопловых аппаратов, соединенных между собой болтами.

К статору турбины крепится нерегулируемое реактивное сопло,
состоящее из наружного кожуха и стекателя, соединенных между
собой пятью пустотелыми ребрами. К наружному кожуху реактив-
ного сопла присоединяется удлинительная труба.

На двигателе установлены следующие основные агрегаты: стар-
тер-генератор СТГ-18М, генератор переменного тока ГО16П48,
гидронасос 623АН, регулятор оборотов Р-68ДТ-24, маслоагрегат
МА-24, маслонасос измерителя крутящего момента МИКМ-24, ос-
новной топливный насос НД-24М, подкачивающий топливный насос
БНК-10И, автомат дозировки топлива АДТ-24М, топливные фор-
сунки (рабочие) ФР-24 и свечи СПН-4-3.

Для активной защиты от пожара двигатели оборудованы авто-
матической стационарной противопожарной системой, имеющей
также ручное управление и необходимые средства сигнализации
возникновения и ликвидации пожара.

Подвеска двигателя АИ-24

Двигатель АИ-24 крепится к крылу на раме через силовой шпан-
гоут гондолы двигателя и силовую ферму. Рама подвески двигате-
ля (рис. 118) состоит из двух верхних боковых подкосов 2 с перед-
ними демпферами 1, двух верхних средних подкосов 4, двух нижних
боковых подкосов 10, двух амортизированных задних подкосов 7.
В конструкцию рамы входят также средний кронштейн 6, соединя-

клций задние концы верхних средних подкосов рамы, планка 5,
соединяющая задние концы верхних подкосов и стыковочные бол-
ты. Все детали рамы выполнены из высокопрочной стали, соедини-
тельная планка 5 из алюминиевого сплава.

Подкосы представляют собой трубчатые стержни с крепежными
узлами на концах. К передним концам верхних боковых подкосов 2
приварены корпусы демпферов 1, имеющие проушины для крепле-
ния верхних 2, средних 4 и нижннх подкосов 10. К задним концам
верхних боковых подкосов приварены стыковочные кронштейны 3
рамы и проушины для присоединения стоек 7 и соединительной
планки 5. В проушины, соединяющие между собой подкосы и стой-
ки, запрессованы сферические подшипники. Средние подкосы 4
имеют на концах вильчатые наконечники, которыми они присоеди-
няются спереди к проушинам передних демпферов 1 и сзади —
к среднему кронштейну 6. Нижние подкосы 10 на передних концах
имеют вильчатые наконечники для крепления к переднему демпфе-
ру, а на задних концах — стыковочные кронштейны. Средние
и нижние подкосы имеют на одном конце муфты 11 тандерного
типа для регулирования длины подкоса. Стойки 7 крепятся к проу-
шинам на задних концах верхних боковых подкосов. Нижние концы
стоек 7 имеют ушки 8 со сферическими подшипниками для соеди-
нения с задними цапфами двигателя. На нижних ушках 8 имеются
серьги для подвески на тросах 9 задних концов нижних подкосов
при навеске двигателя. Для регулирования длины стойки 7 служит
муфта тандерного типа.
Двигатель крепится к раме через демпферы, поглощающие ко-
лебания, возбуждаемые двигателем и винтом. Передние демпферы
(рис. 118, IV) состоят из трех амортизационных дисков и четырех
распорных колец. Амортизационные диски с распорными кольцами
и соединительной втулкой на.передней цапфе двигателя вставлены
в корпус амортизатора и закрыты крышкой, прижатой к корпусу
амортизатора болтами. Задние демпферы смонтированы в стойках
7. Каждый демпфер представляет собой пакет из трех резинометал-
лических колец, разделенных по внутренним и наружным поверх-
ностям металлическими распорными втулками.

Рама подвески двигателя к ферме (рис. 119) крепится пятью-
шпильками, ввернутыми в кронштейны 1 фермы.

Ферма состоит из восьми трубчатых стержней 3, к которым при-
варены кронштейны 4 для крепления к лонжерону центроплана
и для навески переднего силового шпангоута 2 гондолы двигателя
и крепления рамы подвески двигателя.

Гондолы

Гондолы служат для размещения силовой установки и основных
опор шасси.

Каждая гондола (левая и правая) состоит из передней, средней
и задней части (оис. 120). Технологически гондола разделена пе-
редним 16 и задним 9 силовыми шпангоутами. В передней части
гондолы размещен двигатель АИ-24, в средней — основные опоры
шасси. Кроме того, средняя часть гондолы является зализом между

Рнс. 120. Гондола
центропланом и гондолой. В задней части правой гондолы установ-
лен двигатель РУ19А-300, в задней части левой гондолы — проти-
вопожарное оборудование.

Передняя часть гондолы состоит из обтекателя втулки
воздушного винта /, обтекателя 2 редуктора воздушного винта,
воздухозаборника 3 двигателя АИ-24, шпангоута 4 воздухозаборни-
ка, боковых крышек 5 капота, закрепленных на продольной балке
6 и нижней крышке 16 капота. Балка 6 крепится к шпангоутам
4 и 16.

Средняя часть гондолы состоит из боковых панелей 8,
верхней панели — зализа 7, экрана 15, отделяющего выхлопную
систему двигателя от отсека шасси и створок отсека шасси задних
12 и 13 и передних 14. Ограничивается средняя часть гондолы по
длине силовыми шпангоутами 16 и 9. Центроплан от выхлоп-
ной системы двигателя защищен экраном 15 из нержавеющей
стали.

Задняя часть правой гондолы состоит из хвостовой
части 10 и обтекателя 11. В хвостовой части сверху установлен
воздухозаборник двигателя РУ19А-300. Обтекатель 11 представля-
ет собой откидной капот, в котором смонтировано реактивное сопло
двигателя РУ19А-300.

Элементы гондолы

Передний силовой шпангоут 16, выполняющий одновременно
функции противопожарной перегородки, состоит из наружного
и внутреннего ободов (кольцевых профилей) и стенки из титаново-
го сплава. Стенка толщиной 0,6 мм подкреплена горизонтальными
и вертикальными профилями. В нижней части вертикального про-
филя имеется площадка и фитинг для установки замка створок
шасси. В нижней части шпангоута имеется резиновая лента (про-
филь) герметизации крышек капотов, а также ложементов крепле-
ния огнетушителей.

Задний шпангоут 9 состоит из силового пояса и стенки. В левой
гондоле стенка дюралюминиевая. Стенки подкреплены дюралюми-
ниевыми профилями и имеют выштамповки под механизмы уборки,
выпуска и управления створками шасси. Задний шпангоут своей
верхней частью приклепан к рамке хвостовой части центроплана,
образованной стойками трех хвостовых нервюр и уголками, распо-
ложенными по верхней и нижней поверхности центроплана.

Панели 8 состоят из обшивки и стрингеров, которые к обшивке
крепятся с помощью клеесварного соединения. Кроме стрингеров,
в продольный набор боковых панелей входят клепаные балки,
окантовывающие панели снизу. К балкам на трех кронштейнах
крепятся створки 14 шасси. Панели приклепываются к силовым
шпангоутам и крепятся к крылу винтами. Балки боковых панелей
при помощи узловых соединений крепятся к силовым шпангоутам
на болтах.
11

п 10 13 w

Рис. 121. Капот двигателя

Экран /5, отделяющий нишу шасси от коммуникаций двигателя,
состоит из каркаса и обшивки, сваренных между собой точечной
электросваркой, и крепится к шпангоутам боковых панелей винто-
выми замками. Сзади экран имеет люк для подхода к нижним тер-
мопарам двигателя.

Капот двигателя (рис. 121) состоит из воздухозаборника 8 дви-
гателя, верхней балки 17, двух боковых 13 и нижней 20 крышек.
Кольцевой воздухозаборник 8 двигателя внутренней частью обра-
зует канал подвода воздуха к компрессору двигателя.

Воздухозаборник 8 двигателя — клепаный. Он выполнен как од-
но целое с воздухозаборниками 5 и 4 воздухо-масляного и воздухо-
воздушного радиаторов и состоит из шпангоута 6, диафрагмы,
обшивки и стыковочных профилей. Носовые части воздухозаборни-
ков имеют общую микроэжекторную систему обогрева. Горячий
воздух из кольца-коллектора 7 поступает в полость между обшив-
кой воздухозаборника и дефлектором 9, обогревая в условиях обле-
денения носовую часть воздухозаборника.

Воздухозаборник 8 крепится к фланцу двигателя двенадцатью
шпильками, установленными на внутреннем ободе шпангоута 6.
К шпангоуту 6 воздухозаборника крепятся штампованные из алю-
миниевого сплава кронштейны 19 с узлами навески нижней крыш-
ки 20 капота и верхней балки 17. Герметизация стыков воздухоза-
борника двигателя с крышками капота и воздухозаборников радиа-
торов с радиаторами обеспечивается резиновыми трубками,
обклеенными капроном.

Верхняя балка 17 капота служит для крепления боковых кры-
шек 13 и состоит из двух продольных профилей, склепанных с на-
ружной и внутренней обшивками. Передним концом балка крепит-
ся болтами с амортизаторами к кронштейну на воздухозаборнике S,
задним — к кронштейну 18 на фланце компрессора двигателя. Бо-
ковые крышки 13 капота крепятся к стенке балки 17 шарнирно на
трех кронштейнах 12 и уплотняются в закрытом положении резино-
вой трубкой, оклеенной капроном. Конструктивно каждая боковая
крышка выполнена из штампованного каркаса и обшивки, соеди-
ненных точечной сваркой. На каждой крышке установлены возду-
хозаборники 14 обдува генератора, два патрубка 10 для вентиля-
ции отсека двигателя и патрубок 16 для обдува заднего демпфера.

Задние кромки крышек 13 отогнуты наружу и образуют с гон-
долой щель для выхода воздуха, обдувающего двигатель. Крышки
при техническом обслуживании открываются вверх и поддержива-
ются в таком положении подкосами 11. Одним концом подкос If
шарнирно укреплен на крышке, другим устанавливается в гнездо
на шпангоуте воздухозаборника. При закрытых крышках 13 под-
косы 11 удерживаются пружинными замками. Крышки капота
удерживаются в закрытом положении рычажно-штыревыми замка-
ми, которые закрываются и открываются рукояткой 15.

Нижняя крышка капота (рис. 122) состоит из двух продольных
2 и одной поперечной 4 балок, пяти диафрагм, выходного туннеля
воздухо-воздушного радиатора 7. С внутренней стороны крышки
на диафрагмах с ложементами установлены кронштейны под стяж-
ные ленты крепления маслорадйатора 1. На поперечной балке 4
установлен кронштейн 5. Над туннелем воздухо-воздушного радиа-
тора 7 к средней диафрагме и задней балке сверху приклепаны
ложементы маслобака 6. В промежутке между туннелями масля-
ного 1 и воздухо-воздушного радиатора 6 расположен флюгерный
насос. На нижней крышке капота имеются кронштейн 3 для шты-
рей замков капота и кронштейны 5 и 8 крепления нижней крышки.

Обтекатель втулки винта (рис. 123) состоит из съемного обте-
кателя, диска 7, четырех обтекателей 5 комлей лопастей, четырех
козырьков 6 и электрообогревательного элемента. Съемный обтека-
тель состоит из обечайки 10, передней 11 и задней 2 диафрагм,
приклепанных к обечайке. На передней диафрагме установлена
опора 1, являющаяся одновременно частью штепсельного разъема
системы электрического обтекателя втулки винта 9. По окружности
задней диафрагмы 2 расположены штыри 3 для крепления обтека-
теля к диску 7. Диск выполнен из магниевого сплава и имеет четы-
ре бобышки с отверстиями, через которые на резиновых амортиза-
ционных втулках проходят шпильки крепления диска к втулке
Рнс. 122. Нижняя крышка капота с установленными на ней агре-
гатами

Рис. 123. Обтекатель втулки воздушного винта
винта. Обтекатель к диску 7 кре-
пится штырями 3 на обтекателе
и кольцом-замком 8 на задней

поверхности диска. Кольцо-за-
мок 8 стальное и имеет по окруж-
ности дугообразные и фигурные
отверстия. Через дугообразные
отверстия проходят болты креп-
ления кольца-замка 8 к диску 7,
что дает возможность некоторого
углового перемещения кольца-
замка относительно диска.

Для установки съемного обте-
кателя на винт необходимо сов-
местить круглую часть фигурных
отверстий кольца-замка 8 с от-
верстиями на диске 7, вставить в
них штыри 3 обтекателя и повер-
нуть кольцо-замок специальным

ключом. При этом кольцо-замок

Рис. 124. Обтекатель редуктора краями фигурных отверстий вой-
дет под головки штырей 3 и за-
крепит обтекатель на диске. Закрытое положение кольца-замка 8
фиксируется пружинным замком, укрепленным на диске 7. Ключ

к кольцу-замку подводится через отверстия в обечайке 10. Возле
отверстия, с наружной стороны обечайки нанесены надписи
«Открыто» и «Закрыто» с указанием направления движения клю-
ча. При вводе ключа штыревой замок отжимается, освобождая
кольцо-замок 8.

Обтекатель 5 комля лопасти состоит из двух половин, соединяе-
мых между собой болтами 4. За обтекателями комля лопасти уста-
новлены козырьки 6, каждый из которых крепится к обечайке 10
двумя винтовыми замками. За обтекателем втулки винта, являясь
как бы его продолжением, установлен обтекатель редуктора, обра-
зующий внутренний обвод канала подвода воздуха к компрессору
двигателя.

Обтекатель редуктора (рис. 124) состоит из поперечной диа-
фрагмы 1 и трех продольных диафрагм 2, заднего 3 и переднего 6
окантовочных профилей, кольцевой окантовки 4 и дюралюминиевой
обшивки 5. Обтекатель крепится впереди картера редуктора двига-
теля шестью шпильками и центрируется на кольцевой проточке
двигателя бобышками.

Системы выхлопа и обдува двигателя АИ-24

Система выхлопа двигателя состоит из удлинительной трубы,
кожуха и стекателя, размещенного внутри трубы.

Труба выполнена из листового материала титанового сплава
толщиной 1 мм и усилена двумя кольцевыми гнутыми профилями.
Задний конец трубы окантован накладкой. Сверху на удлинитель-
ную трубу с зазором 20 мм установлен кожух. Зазор между трубой
и кожухом обеспечивается постановкой четырех кольцевых рифле-
нок, состоящих из двух половин, и упоров, приваренных к кожуху.
Кожух изготовлен из листовой нержавеющей стали толщиной 0,6 мм
>1 имеет продольный технологический разъем, обеспечивающий его
установку на трубу. Кожух прижимается к трубе приваренными
с внутренней стороны упорами с помощью пяти стяжных хомутов 4.

Удлинительная труба с кожухом передним своим концом кре-
пится к двигателю с помощью телескопического соединения, допу-
скающего угловые и осевые перемещения трубы относительно дви-
гателя. Кожух удлинительной трубы соединен с кожухом обдува
двигателя хомутом, имеющим в нижней части штуцер для слива
топлива, попадающего сюда из двигателя.

В средней части удлинительная труба 6 (рис. 125) к центропла-
ну крепится на кронштейне стойками 1, имеющими шарнирную
подвеску. В верхних частях стоек смонтированы амортизаторы 3.
В нижней части стойки / крепятся к трубе 2 на кронштейнах 5.

Система обдува двигателя (рис,. 126) предназначена для охлаж-
дения горячей части двигателя и двух генераторов. Горячая часть
двигателя обдувается наружным воздухом, подводимым через воз-'
духозаборник 5, приклепанный к нижней части внешней боковой
панели гондолы. К воздухозаборнику болтами крепится патрубок 4,
отбортованный к переднему силовому шпангоуту. На другом конце
патрубка приварен переходник, соединяющийся, хомутом с патруб-
ком 4, установленным на стенке ниши шасси. Этот патрубок в свою
очередь соединен еще с одним патрубком 6, конец которого оканто-
ван асбестовым полотном и прижимается тремя пружинами
к фланцу кожуха двигателя.

Рис. 125. Подвеска трубы выхлопной

Рис. 126. Система обдува агрегатов в гондо-
ле двигателя
Наружный воздух, проходя через воздухозаборник 5 и систему
патрубков, поступает в кольцевой зазор между корпусом двигателя
и его кожухом, охлаждает корпус турбины, а затем' попадает в про-
странство между удлинительной трубой 7 и ее кожухом и на срезе
трубы выходит в атмосферу. Кожух удлинительной трубы выступа-
ет за обрез трубы на 50 мм, образуя эжектор, обеспечивающий
вентиляцию через систему обдува при работе двигателя на стоянке
и во время руления самолета.

Генераторы обдуваются наружным воздухом, поступающим че«
рез воздухозаборники 1 и 2 на боковых крышках капота и трубо-
провод 3 к патрубкам генераторов СТГ-18ТМ и ГО-16П48.

Вспомогательная силовая установка РУ19Л-300

Силовая установка РУ19А-300 создана на базе турбореактивно-
го двигателя РУ19А-300 с максимальной стендовой тягой 800 кгс.
Силовая установка предназначена для улучшения взлетно-посадоч-
ных характеристик самолета Ан-24: уменьшение дистанции разбе-
га и увеличения скорости набора высоты. Поэтому силовая
установка РУ19-300 используется только в режимах взлета и на-
бора высоты. На остальных этапах полета она не работает.

РУ19А-300 представляет собой турбореактивный двигатель
с однокаскадным осевым семиступенчатым компрессором, кольце-
вой камерой сгорания, одноступенчатой осевой реактивной тур-
биной и реактивным соплом с нерегулируемым выходным
сечением.

Запуск двигателя РУ19А-300 осуществляется от бортовых акку-
муляторных батарей 18САМ-28, от генераторов СТГ-18ТМВ или
от аэродромных источников электроэнергии. Процесс запуска ав-
томатизирован.

К агрегатам запуска относятся генератор ГС-24Б, агрегат зажи-
гания КМД-224Т с запальными свечами СД-96 и электромагнитный
клапан пускового топлива. Агрегат зажигания служит для воспла-
менения топлива при запуске двигателя на земле и в воздухе путем
подачи высокого напряжения на запальные свечи СД-16. Основны-
ми элементами агрегата КМД-224Т являются два трансформатора
и два прерывателя. Первичные обмотки трансформаторов питаются
через прерыватели, работающие с частотой 400—800 Гц от источ-
ников постоянного тока. При этом во вторичных обмотках индуци-
руется высокое переменное напряжение, достаточное для образова-
ния искрового разряда в свечах. Параллельно контактам прерыва-
телей включены конденсаторы. Агрегат зажигания обеспечивает
бесперебойное искрообразование при напряжении тока на входе
в пределах от 12 до 30 В.

К аппаратуре управления запуском относятся: панель запуска
ПТ-29, тахометрическая электросигнальная аппаратура ТСА-15УМ.
Панель ПТ-29 обеспечивает программу запуска по заданному цик-
лу. Аппаратура ТСА-15УМ выдает сигнал на закрытие ленты пе-
репуска воздуха при нарастании оборотов до 63+2% и снижении
до 31+2О/о и отключает стартерный цикл при оборотах 31+2%.

Запуск двигателя РУ19А-300 производится кнопками на щитке
запуска, одна из которых служит для запуска двигателя на земле,
а другая — для запуска в воздухе.

Контроль за запуском двигателя и работой производится по
приборам и сигнальным лампам, установленным на средней панели
приборной доски летчиков: указателю тахометра ИТЭ-1, указате-
лю температуры выхлопных газов ТВГ-1, указателю давления топ-
лива и масла и температуры масла УИЗ-З, по зеленой лампе
сигнализации работы панели ПТ-29, зеленой лампе сигнализации
открытия ленты перепуска воздуха и красной лампе сигнализации
отказа аппаратуры ТСА-15УМ.

Система подвески двигателя РУ19А-300. Двигатель РУ19А-300
установлен в хвостовой части правой гондолы двигателя АИ-24
и крепится на раме к заднему лонжерону центроплана 2 и к ферме
опоры шасси 1 (рис. 127).

Рама крепления двигателя представляет собой пространствен-
ную ферму, состоящую из стальных трубчатых подкосов 4, 5, 6, 9,
10, 12, проставки 7 и кронштейнов 3, 8, 11, 17, 19, шарнирно соеди-
ненных в узлах.

Рама состоит из двух частей: передней (по полету) —несъем-
ной и задней — съемной, которая снимается вместе с двигателем
при его замене. Амортизаторов рама не имеет. Обе части рамы
соединяются ушковыми болтами 21 и 23 крепления подкосов
к проставке 7 и кронштейну 8. Проставка 7 закреплена на подкосах
4, 5 и 6 передней рамы. Кронштейн 8 является основанием задней
части фермы, к которой крепятся подкосы 9 и 10, передний пояс
крепления двигателя 15 на серьгах 16. Задний пояс 13 крепления
двигателя крепится к кронштейну 11 на подкосах 12.

Передним фланцем 20 двигатель РУ19А-300 крепится к шпанго-
уту гондолы на кронштейне 17, связанном с кронштейном 19 тя-
гой 18. Кронштейн 19 установлен на переднем фланце 20 двигателя
РУ19А-300.

Двигатель крепится к съемной части рамы в пяти точках:
трех — по переднему поясу 15 и 6, двух — по заднему поясу 13.
Подвеска по переднему поясу 15 воспринимает тягу, массу и инер-
ционные нагрузки двигателя, подвеска по заднему поясу 13 — мас-
су и инерционные нагрузки. Для предотвращения боковых колеба-
ний двигатель крепится тягой 18 к кронштейну 17 на шпангоуте
гондолы.

Передним поясом 15 крепления двигателя РУ19А-300 является
корпус спрямляющего аппарата VII ступени компрессора. Задний
пояс 13 установлен на переднем фланце корпуса турбины.

Для обеспечения монтажа съемной части рамы на проставке 7
установлены два направляющих штыря 22, которые входят при на-
веске двигателя в отверстия в кронштейне 8.

Топливная система двигателя РУ19А-300 состоит из трех само-
стоятельных систем: пусковой, основной и дренажно-сливной. Топ-
ливо для питания двигателя подается самолетными подкачиваю-
щими насосами из правого полукрыла.

В топливную систему двигателя РУ19А-300 входят следующие
агрегаты и элементы: насос-регулятор 745А, топливо-масляный аг-
регат, автомат распределения топлива 745А-500, электромагнитный
клапан пускового топлива МКПТ-9, коллектор пускового топлива
МКПТ-9, коллектор основной и дополнительный, коллектор форсу-
нок, дренажный бачок и топливные магистрали.

Пусковая система предназначена для запуска двигателя.
При запуске топливо поступает от насоса-регулятора через клапан
постоянного давления, отрегулированного на 5+1 кгс/см2, и электро-
магнитный клапан пускового топлива в пусковой коллектор —
к форсункам воспламенителей. Электромагнитный кран открывает-
ся при подаче на его обмотку напряжения в 27 В, а закрывается
после окончания стартерного цикла автоматическим выключением
напряжения в обмотке электромагнита.

Рис. 127. Рама крепления двигателя РУ19А-300
Основная система предназначена для запуска двигателя
АИ-24. Топливо из насоса-регулятора 745А через автомат распреде-
ления топлива подается в основной и дополнительный коллекторы
форсунок камеры сгорания и оттуда через форсунки в камеру
сгорания. После останова двигателя топливо из коллекторов через
сливной клгпан автомата распределения топлива сливается в дре-
нажный бачок. При последующем запуске двигателя топливо из
дренажного бачка выпускается за срез сопла воздухом, подведен-
ным от компрессора.

Дренажно-сливная система предотвращает перепол-
нение дренажных полостей топливом и горение топлива вне каме-
ры сгорания. Дренаж топлива осуществляется из привода насоса-
регулятора и корпуса камеры сгорания. Слив топлива производит-
ся из основного и дополнительного коллекторов, топливных
магистралей и топливо-масляного радиатора. Слив топлива из
топливо-масляного радиатора осуществляется через кран, установ-
ленный на крышке топливо-масляного агрегата.

Масляная система двигателя РУ19А-300 замкнутого типа. В нее
входят: топливо-масляный агрегат 1566, состоящий из маслобака,
топливного фильтра и топливо-масляного радиатора; масляный
агрегат, состоящий из нагнетающего одноступенчатого насоса, от-
качивающего четырехступенчатого насоса, редукционного клапана
и маслофильтра; центробежный суфлер; магистрали нагнетания,
откачивания и суфлирования, обратные и запорный клапаны.

В маслосистему двигателя заправляется масло МК-8 или транс-
форматорное. В маслобак заправляется 5—5,5 л масла. Из масло-
бака масло поступает в нагнетающую ступень насоса МА и под
давлением 1,2 кгс/см2 на режиме малого газа и 3,5—4 кгс/см2 на
остальных режимах подводится через струйные форсунки к под-
шипникам передней, средней и задней опор и к коническим шестер-
ням центробежной передачи.

Отработавшее масло сливается в маслоотстойники, откуда отка-
чивается по внутренним каналам откачивающими ступенями насо-
са: тремя из опор и одним из коробки агрегатов. Производитель-
ность каждой ступени насоса МА (нагнетающей и откачивающей)
равна 18 л/мин.

Из откачивающих насосов масло по общему каналу направля-
ется в топливо-масляный радиатор. Перед поступлением в масло-
бак охлажденное масло проходит через воздухоотделитель типа
«циклон» и сетчатый фильтр.

Маслобак и масляные полости двигателя соединены между со-
бой магистралью суфлирования и через центробежный суфлер
сообщаются с атмосферой. Из маслосистемы масло сливается че-
рез сливные краны, установленные на коробке агрегатов, топливо-
масляном агрегате и маслобаке.

Суфлирование и дренаж двигателя. Сообщение полости разгру-
зочной камеры и масляных полостей двигателя РУ19А-300 с атмос-
ферой, а также дренаж двигателя осуществляется через трубопро-
воды (рис. 128), изготовленные из алюминиевого сплава.
Рис. 128. Суфлирование и дренаж двигателя РУ19А-300

На фланцы разгрузочной камеры устанавливаются патрубки,
собранные в общий коллектор 1. Его конец за шпангоутом № 21
выведен на правом борту гондолы за обшивку. Трубопровод 2 суф-
> лирования двигателя подсоединен к фланцу центробежного суфле-
ра. Трубопровод 3 дренажа привода насоса-регулятора имеет се-
чение 8X1 мм, трубопровод 4 дренажа корпуса камеры сгорания —
6X1 мм, трубопровод 5 дренажа топливного автомата запуска име-
ет сечение 6X1 мм. Концы дренажных труб перед шпангоу»
том № 21 выведены у левого борта гондолы через обшивку под
гондолу.

Соединения патрубков коллектора между собой — телескопиче-
ские, соединения трубопроводов суфлирования и дренажа в отсеке
двигателя РУ19А-300 выполнены дюритовыми муфтами с хомута-
ми, соединения трубопроводов с проходниками на стенке шпангоута
№ 21 —ниппельные. Трубопроводы крепятся к элементам конструк-
ции гондолы хомутами с кронштейнами и колодками.

Противообледенительная система воздухозаборника. Для защи-
ты от обледенения обтекатель ротора компрессора во время работы
двигателя подогревается изнутри горячим воздухом. Снаружи обте-
катель имеет водоотталкивающее покрытие.
Обогрев передней кромки воздухозаборного устройства осуще-
ствляется горячим воздухом, который отбирается от противообледе-
нительной системы самолета (ПОС). Противообледенительная си-
стема воздухозаборного устройства работает только при включении
противообледенительной системы самолета. Трубопровод подачи
воздуха в противообледенитель воздухозаборника подсоединен
к трубопроводу ПОС самолета в правой гондоле двигателя, после
крана отбора воздуха. Воздухозаборник обогревается на участке
40 мм от передней кромки. Трубопровод противообледенительной
системы воздухозаборного устройства двигателя РУ19А-300 выпол-
нен трубами сечением 12X1 мм. Трубы выполнены из алюминиевого
сплава, соединения труб — ниппельные. Сверху трубы обмотаны
теплоизолирующим материалом, обшитым стеклотканью. К элемен-
там конструкции гондолы трубопровод крепится хомутами с крон-
штейнами.

Система обогрева двигателя. Для обеспечения запуска двига-
теля РУ19А-300 в полете при низких температурах предусмотрена
система обогрева двигателя. Она включается в воздухе и на земле
при температуре наружного воздуха —25° и ниже.

Горячий воздух отбирается от ПОС самолета. Штуцер отбора
воздуха на обогрев двигателя вварен в трубопровод ПОС самолета
в гондоле правого двигателя перед краном отбора воздуха от дви-
гателя. Трубопровод отбора воздуха на обогрев двигателя до шпан-
гоута № 21 проложен вместе с трубопроводом противообледенитель-
ной системы воздухозаборника двигателя. В отсеке двигателя тру-
бопровод заканчивается петлей, в стенках которой просверлены
отверстия диаметром 1,5 мм для выхода горячего воздуха непосред-
ственно к агрегатам и узлам, требующим подогрева: к масло-
баку, маслонасосу, топливному насосу и к корпусу центрального
привода.

Для включения системы обогрева установлен перекрывной
кран — заслоночного типа с электромеханизмом управления.
Для сигнализации открытого положения заслонки на кране смон-
тирован концевой выключатель. Переключатель управления краном
и лампа сигнализации установлены на правом пульте пилотов.

Трубопровод обогрева двигателя до заднего силового шпангоута
выполнен трубами из алюминиевого сплава сечением 22X1 мм,
а далее — трубами сечением 16X1 мм. Соединения трубопровода
ниппельные; трубопроводы крепятся к элементам конструкции хо-
мутами с кронштейнами. Трубопровод теплоизолирован стекло-
тканью и обмотан стеклолентой.

Система управления двигателями

Управление двигателями осуществляется с левого пульта и цен-
трального пульта. На левом пульте установлены кнопки запуска
двигателей АИ-24 и РУ19А-300, на центральном пульте — рычаги
управления двигателями (РУД) АИ-24 и РУ19А-300 (рис. 129).
Рис. 129. Пульт пилотов центральный:

1— указатель положения закрылков УЗП-1; 2 — указатель положения заслонок масло-
радиатора УЮЗ-4; 3 — рычаг управления двигателем РУ19А-300; 4 — штурвалы управления
триммерами руля высоты; 5 — рычаги управления двигателями АИ-24; 6 — выключатель
2ВГ-15К «Снятие винтов с упора»; 7— выключатель ЕНГ-15К «Отключение блокировки
уборки шасси; 8 — переключатель 2ВГ-15К «Аварийный выпуск закрылков»; 9 — рукоятка
управления упором полетного малого газа; 10 — переключатель 2ППНГ-15К выпуска
н уборки шасси; 11 — пульт управления автопилотом; 12 — рычаги аварийного торможения
колес шасси; 13 — ручки гидравлического флюгирования и останова двигателей; 14 — кран
сливной в системе аварийного выпуска шасси; 15—переключатель ПНГ-15К управления за-
крылками; 16 — переключатель ПНГ-15К управления триммером руля направления; 17— пе-
реключатель ПНГ-15К управления триммером элерона; 18 — рукоятка стопорения рулей;
19 — лампа сигнальная СЛМ-61 нейтрального положения триммеров руля направления и
элерона; 20 — переключатели ППГ-15К «Стоп-краны»; 21 — рукоятка стопорения рычагов
управления двигателями
Управление двигателями АИ-24 состоит из системы управления
автоматами дозировки топлива АДТ-24М, управление двигателем
РУ19А-300 — из системы управления насосом-регулятором 745А.

Управление остановом двигателей электрическое, дистанционное.
Выключатели останова двигателей смонтированы впереди рычагов
5 управления двигателями АИ-24.

Управление запуском и работой двигателей автоматизированное.
Режим работы каждого двигателя АИ-24 определяется положением
соответствующего рычага 5 управления АДТ-24М. и контролируется
по указателю УПРТ-2, расположенному на приборной доске. Дат-
чики УПРТ-2 установлены на автоматах дозировки топлива. Инди-
катор УПРТ-2 имеет шкалу с градуировкой от 0 до 105°. Режиму
малого газа на земле соответствует положение стрелки на отметке
0°, а 100° — взлетному режиму. Рычаги 5 смонтированы в пакете
с рычагом 9 дифференциального управления полетного малого газа
перемещением упоров и рукояткой 21 стопорения РУД.

Упоры полетного малого газа предназначены для обеспечения
на посадке минимальной тяги двигателей, и положение их
по УПРТ-2 меняется в зависимости от температуры наружного воз-
духа. Для изменения положения упоров полетного малого газа слу-
жит дифференциальный механизм, позволяющий установить упоры
от 12 (заднее крайнее положение) до 221?° (переднее край-
нее положение) по УПРТ-2 с интервалами 2°.

Стопорное устройство обеспечивает фиксирование рычагов 3 и 5
управления двигателями в любом положении и представляет собой
рукоятку со стопорной шайбой, имеющей косые выступы. При пере-
мещении рукоятки вперед стопорная шайба своими выступами сжи-
мает пакет рычагов, увеличивая трение между текстолитовыми
шайбами и роликами рычагов управления двигателями, и таким
образом затормаживает рычаги. Растормаживание производится
движением рукоятки назад до отказа.

Рычаги 5 управления двигателями имеют механизм проходной
защелки, с помощью которого при снижении режима работы дви-
гателя рычаг фиксируется на упоре «Полетный малый газ».
Для перевода рычага в положение 0° по УПРТ-2 необходимо под-
нять проходную защелку. Повышение режима работы двигателя
от положения 0° по УПРТ-2 производится движением рычага впе-
ред без поднятия проходной защелки.

На центральном пульте также установлено: указатель 1 поло-
жения заслонок маслорадиаторов,. ручки 13 аварийного флюгиро-
вания винтов и выключатель 6 снятия винтов с упора.

Для предотвращения возможности взлета самолета с застопо-
ренными рулями рычаги 5 управления двигателями сблокированы
с системой управления самолетом таким образом, что при застопо-
ренных рулях РУД могут находиться в положении от 0 до 30°
по УПРТ-2. Кроме того, предусмотрена система сигнализации, выда-
ющая сигнал на выпуск шасси и закрылков при посадке. Для вклю-
чения микровыключателей системы сигнализации на ролике каж-
дого РУД установлено по два нажимных ролика.
Рис. 130. Схема управления двигателями

Управление двигателями тросовое (рис. 130). От пульта управ-
ления 1 каждая пара тросов 12 идет к кронштейну 2, установленно-
му на шпангоуте № 4. Отсюда тросы под полом кабины пилотов дохо-
дят до нижнего кронштейна 3 на шпангоуте № 7 и, огибая ролики
этого кронштейна, поднимаются до кронштейна 4 на этом же шпан-
гоуте. От кронштейна 4 тросы проложены в специальном желобе
под потолком слева от плоскости симметрии самолета. Во избежа-
ние схлестывания тросов в желобе установлена гребенка 5.

От кронштейна 9, расположенного на шпангоуте № 17, тросы
через гермовыводы 10 выходят на ролики кронштейна 11, установ-
ленного на переднем лонжероне центроплана. От кронштейна 11
каждая пара тросов направляется соответственно к правой и левой
гондолам к кронштейнам 8. Огибая ролики, расположенные на этих
кронштейнах, тросы через промежуточные кронштейны 7, установ-
ленные на противопожарных перегородках, замыкаются на конце-
вых роликах кронштейнов 6; тросы закрепляются болтами. К каж-
дому концевому ролику приклепан поводок, который через тягу
связан с рычагом АДТ-24М. Длина тяги регулируется вворачива-
нием или выворачиванием наконечника тяги. Для компенсации
перекосов при движении тяги в нерегулируемый наконечник впрес-
сован шаровой подшипник, допускающий перекос оси тяги до 8°.

Направление тросов и необходимое расстояние между ними
обеспечивается текстолитовыми роликами. Кронштейны, на кото-
рых установлены ролики, имеют ограничители, предохраняющие
202
тросы от соскакивания с роликов. Для регулирования натяжения
тросов в проводку включены тандеры.

Управление двигателем РУ19А-300 осуществляется рычагом 3
(см. рис. 129) с центрального пульта пилотов. Рычаг 3 связан тро-
совой проводкой с рычагом насоса-регулятора. Тросы управления
двигателем в фюзеляже и центроплане проложены рядом с тросами
управления двигателями АИ-24 и на этих участках для них исполь-
зуются общие кронштейны.

В правой гондоле двигателя АИ-24 от роликов 13 (см. рис. 130),
установленных на переднем лонжероне центроплана, тросы опуска-
ются под центроплан, идут через ролики 14 на среднем и заднем
силовых шпангоутах и в хвостовой части гондолы замыкаются
на концевом ролике 15, установленном на шпангоуте № 13.

К ролику 15 прикреплен поводок, который тягой 16 связан с ры-
чагом 17 насоса регулятора. Соединение тяги 16 с поводком ролика
15 выполнено на шлицевой шайбе, что позволяет в пределах длины
отверстия в поводке производить регулировку рабочей длины по-
водка. Регулировка длины тяги 16 осуществляется регулировочным
наконечником, ввернутым в тягу.

Маслосистема двигателя АИ-24

Каждый двигатель имеет свою автономную маслосистему, кото-
рая обеспечивает постоянную подачу масла к трущимся поверх-
ностям двигателя для уменьшения трения и отвода тепла. Одновре-
менно масло используется как рабочая жидкость в системе измери-
теля крутящего момента двигателя и для управления воздушным
винтом.

В маслосистеме двигателя применяется смесь масел, состоящая
по объему из 75% трансформаторного масла или масла МК-8 и 25%
МС-20 или МК-22.

Маслосистема каждого двигателя состоит из внутренней и внеш-
ней маслосистемы.

Внутренняя маслосистема (маслосистема двигателя) включает
в себя нагнетающий насос 31 (рис. 131), редукционные клапаны 26
и 27, подкачивающий насос 29, обратный клапан 30, а также отка-
чивающие насосы 32, 37, 39, обратный клапан 38 секции масло-
агрегата 25, центробежный воздухоотделитель 41, масло-
фильтры, каналы, форсунки, сливные краны и другие агрегаты
двигателя.

Внешняя маслосистема (самолетная) состоит из маслобака 5;
дренажного бака 2, маслорадиатора 43 с системой управления его
заслонкой, флюгерного насоса 8, трубопроводов и контрольной ап*
паратуры.

Общее количество масла в системе каждого двигателя составля-
ет 64 л, из них в маслобаке 37 л и в двигателе 16 л. Прокачка мас-
ла через двигатель на номинальном режиме при его температуре
на входе 80—85° С не менее 85 л/мин.
Рис. 131. Схема маслосистемы

1 — трубопровод, сообщающий дренажный бачок с атмосферой; 2 — бачок дренажный; 3 —
7 — кран флюгерного насоса сливиой; 8 — насос флюгерный НФ-2ТА-4; 9 — трубопровод из
тель масломера; 12—указатель давления масла в системе ИКМ; /3 —указатель давления
радиатора УЮЗ-4; 15 — трубопровод от флюгерного иасоса к регулятору оборотов; 16 —
чнк ИДТ-100; 19 — регулятор оборотов Р-68ДТ-24; 20 — маслофильтр регулятора оборотов;
перепускной; 25 — маслоагрегат МА-24; 26, 27 — клапаны редукционные; 28— кран сливной
31 — насос нагнетающий; 32 — иасос откачивающий; 33 —датчик П-1; 34 — маслофильтр;
сос, откачивающий масло от заднего подшипника; 39 — насос, откачивающий масло от
бачок; 41 — воздухоотделитель ВО-24;	42 — терморегулятор 4673;	43 — маслора диатор

маслорадиатора МВР-2В II серии; 46 — блок управления 467; 47 — клапан перепускной;
50 — дроссель для регулирования давления в лабиринтных полостях; 51 — трубопроводы
внешняя маслссистема Внутренняя маелосистемс

и™^ Масло

Масло

19 Z0 *=•---------Вспененное мае- 1 Масло после Воз-

двигателя АИ-24:

трубопровод суфлирующий; 4 — трубопровод сливной; 5 — маслобак; 6 —датчик МЭС1857В;
маслобака в подпитывающую секцию; 10 — лампа минимального остатка масла; // — указа-
и температуры трехстрелочный УНЗ-З; 14 — указатель положения заслонки туннеля масло-
нзмернтель крутящего момента; /7 — маслонасос измерителя крутящего момента; /8 — дат-
21— насос регулятора оборотов; 22— суфлер центробежный; 23— датчик ИДТ-8; 24 — клапан
на входном патрубке МА-24; 29— насос подкачивающий; 30, 38—клапаны обратные;

35 — маслокран лобового картера елнвной; 36—подшипник компрессора передний; 37— на-
подшипника турбины; 40 — трубопровод отвода воздуха от воздухоотделителя в дренажный
1313МГ; 44—пробка радиатора сливиая; 45—механизм управления заслонкой туннеля
48 — подшипник вала турбины; 49 — трубопроводы суфлирования залабирннтных полостей;
суфлирования полости подшипников вала турбины; 52—подшипник вала турбокомпрессора
Работа маслосистемы. По принципу действия система выполнена
по короткозамкнутой схеме, так как прокачиваемое через двигатель
масло циркулирует по замкнутому контуру внутренней системы, ми-
нуя маслобак. Масло из маслобака 5 по трубопроводу 9 поступает
в подпитывающую секцию к насосу 29, который создает на входе в
нагнетающую секцию (насос 31) давление масла 0,6—0,8 кгс/см2.
При понижении давления на входе в нагнетающую секцию ниже
указанных пределов подкачивающий насос 29 пополнит замкнутое
кольцо внутренней маслосистемы необходимым количеством масла
из маслобака до восстановления давления в системе. Если давление
масла на входе в нагнетающую секцию превысит 0,8 кгс/см2, от*
кроется редукционный клапан 27 и излишек масла из системы по-
ступит на вход в подпитывающую секцию к подкачивающему на-
сосу 29.

Нагнетающий насос 31 через маслофильтр 34 подает масло
на смазку двигателя и питание агрегатов двигателя. Давление мас-
ла на всех режимах на земле должно быть равным 4±0,5 кгс/см2,
на всех режимах в полете — не ниже 3,5 кгс/см2.

Из разных точек двигателя масло откачивается насосами 32, 37
и 39 и направляется в воздухоотделитель 41„ Освобожденное от воз-
духа масло после воздухоотделителя направляется в маслорадиа-
тор 43, откуда после охлаждения поступает на вход в нагнетаю-
щую секцию маслоагрегата 25.

Воздух, выделившийся из масла в воздухоотделителе 41, на-
правляется в дренажный бачок 2, сообщающийся с атмосфе-
рой через трубопровод 1, выведенный за капот двигателя.
Агрегаты внутренней маслосистемы приведены в описании дви-
гателя АИ-24.

Агрегаты внешней маслосистемы

Маслобак (рис. 132) установлен с левой стороны двигателя
и закреплен на ложементах нижней крышки капота стяжными лен-
тами.

Маслобак — сварной, изготовлен из листового алюминиевого
сплава толщиной 1,5 мм. В верхней части обечайки вварены флан-
цы для заливной горловины 3, штуцеров 2 и 6, масломерной линей-
ки и дренажных трубопроводов.

На переднем днище бака расположен фланец датчика 1 элект-
рического дистанционного масломера МЭС-1857В, а на боковой
правой обечайке — фланец штуцера 14 подачи масла к подкачиваю-
щему насосу.

В нижней части бака имеется штуцер И забора масла к флю-
герному насосу.

Для обеспечения подвода масла к маслоагрегату МА-24 и флю-
гирования винта в момент действия отрицательной перегрузки
внутри бака установлена противоперегрузочная перегородка с кар-
маном 13.
Объем масла, удерживаемый под перегородкой и пред-
назначенный для выполнения указанных операций, составляет 18 л.
Карман под перегородкой емкостью 4 л препятствует оголению шту-
цера 14 после окончания действия отрицательной перегрузки.

Масло в бак в количестве 37 л заправляется через горловпну 3
с сетчатым фильтром 4. Полный объем бака — 40 л. Объем бака
под перегородкой при заправке заполняется через специальную
трубку 12 после того, как будет заполнен объем над перегородкой.
Объемы над и под перегородкой дренажируются специальными
трубками 8.

Кроме того, в маслобаке имеется перегородка 7, поплавок 9
масломера, сливная пробка 10 и пробка заливной горловины 5.

Маслобак суфлируется через дренажный бачок 2 (см. рис. 131),
соединенный с маслобаком двумя трубопроводами (суфлирующим
3 и сливным 4), а также с воздухоотделителем 41 (трубопроводом
40).

Суфлирующий трубопровод 3 маслобака и трубопровод от воз-
духоотделителя 40 подведены в верхнюю часть днища дренажного
бачка 2.

Воздух с частицами масла, движущийся по этим трубо-
проводам, при входе в дренажный бачок 2 вследствие внезапного

Рис. 132. Маслобак


Рис. 133. Схема циркуляции масла че-
рез маслорадиатор

между трубками (рис. 133), а охла
внутри трубок. Для увеличения пути

расширения сечения тру-
бопровода теряет ско-
рость. Частицы масла как
более тяжелые попадают
на дно бачка и оттуда по
сливному трубопроводу
4 — в маслобак 5. Воз-
дух, очищенный от частиц
масла, по трубопроводу 1
отводится в атмосферу.

Маслорадиатор сото-
вого типа с автоматиче-
ским регулированием тем-
пературы масла терморе-
гулятором 4673. Масло
циркулирует в зазорах
[ающий воздух проходит
асла в радиаторе трубки

разграничены тремя перегородками 4. В нижней . части радиато-
ра имеется сливная пробка 6. На входе в маслорадиатор уста-
новлен предохранительный клапан 3, на выходе — обратный
клапан 5.

Емкость радиатора —9 л, фронтальная поверхность — 8 дм2, ох-
лаждающая поверхность — 8,8 м2.

Радиатор установлен на ложементах нижней крышки капота
в туннеле и закреплен двумя лентами со стяжными болтами.

Маслоагрегат МА-24 представляет собой смонтированные в од-
ном корпусе пять секций маслонасосов шестеренчатого типа: нагне-
тающую, подпитывающую и три откачивающих. Маслоагрегат уста-
новлен в нижней части лобового картера.

Количество проходящего через маслорадиатор воздуха регули-
руется заслонкой выходного туннеля. Управление заслонкой осу-
ществляется автоматически и вручную. Автоматическое управление
заслонкой производится автоматическим регулятором 2 темпера-
туры масла 4673 с чувствительным элементом 1, ручное управле-
ние— комбинированным переключателем П2НПН-15К из кабины
пилотов. Управление поворотом заслонки осуществляется электро-
механизмом МВР-2В.

Масло в маслорадиатор поступает от откачивающих насосов 32,
37 и 39 (см. рис. 131), проходя через воздухоотделитель 41 и тер-
морегулятор 42.

Если масло в системе холодное, то оно проходит через термо-
регулятор, минуя маслорадиатор, на вход к нагнетающему насосу
31 маслоагрегата МА-24. При этом заслонка задней части туннеля
маслорадиатора закрыта.

После прогрева масла терморегулятор 42 пропускает его через
маслорадиатор и открывает заслонку для прохода через радиатор
воздуха. В случае отказа автоматики управления заслонкой ею уп-
равляют вручную из кабины пилотов.
Терморегулятор 4673
(рис. 134) служит для
предохранения маслора-
диатора от разрушения
при возникновении в мас-
лосистеме давления, пре-
вышающего допустимый
предел, а также для по-
дачи электрического сиг-
нала на блок управления
4674 в соответствии с тем-
пературой масла при уп-
равлении заслонкой мас-

лорадиатора.

Терморегулятор 4673	Рис- 134 Терморегулятор 4673

состоит из следующих ос-
новных частей: корпуса 12 с клапанами 4, 5 и 6 датчика темпе-
ратуры, реле давления, сопротивления и четырехштыревого штеп-
сельного разъема, предназначенного для подвода питания и взаим-
ной связи между агрегатами системы АРТМ-64.

Корпус 12 представляет собой отливку из алюминиевого спла-
ва, разделенную на три полости: входную, выходную и электро-
монтажную. В отверстие, соединяющее входную полость корпуса
с электромонтажной, вставлен датчик температуры.

В линии, соединяющей электромонтажную полость с входной,
установлен узел р'еле давления. В полостях входа и выхода корпуса
регулятора смонтированы тарельчатый клапан 5, направляющий
клапан 6 и сотовый запорный клапан 4.

Направляющий клапан 6 крепится на хвостовике тарельчатого
клапана 5 гайкой. При его перемещении манжета 9 скользит по внут-
ренней поверхности гайки 11. Для обеспечения герметичности кла-
пана манжета поджимается пружиной 10 к распорному кольцу 8.

Клапан 5 установлен на входе масла в радиатор. При возник-
новении высокого давления в линии, подающей масло от откачива-
ющих секций к маслорадиатору, он перекрывает отверстие прохода
масла в радиатор.

Запорный клапан 4 установлен на линии выхода масла из сот
радиатора. Клапан 4 прижат пружиной 3 к седлу 2. Натяжение пру-
жины 3 регулируется гайкой 1. Он предохраняет соты маслоради-
атора от высокого давления.

Термочувствительным элементом регулятора является датчик
температуры; сопротивление монтируется в электромонтажной по-
лости корпуса. Величина сопротивления соответствует разбалансу
системы, работающей на закрытие заслонки. Там же смонтировано
реле давления, которое служит для отключения цепи датчика в слу-
чае повышения давления в масляной системе.

Узел подвижных контактов в комплекте с термочувствительным
^.элементом выполняет роль следящей системы регулятора и по мере
изменения температуры в системе дает импульсы тока в катушки
Рис. 135. Насос флюгерный НФ-2ТА-4:
а — внешний вид; б — схема работы

реле, которые включают электромеханизм МВР-2В на открытие или
закрытие створки туннеля маслорадиатора. Чтобы масло не пере-
охлаждалось при планировании самолета, терморегулятор снабжен
реле давления, которое- при повышении давления масла на входе
в маслорадиатор выше 4,7—4,9 кгс/см2 независимо от его темпера-
туры отключает электроцепь автомата от термочувствительного
элемента и включает электромеханизм МВР-2В на полное закры-
тие створки туннеля маслорадиатора. При понижении давления мас-
ла на входе в маслорадиатор до 3,5 кгс/см2 реле давления вновь
включает электроцепь терморегулятора.

Флюгерный насос НФ-2ТА-4 состоит из электродвигателя 1
(рис. 135) с электрокабелем 2 и шестереночного насоса 4, приво-
димого во вращение от электродвигателя через шлицевую муфту.
Флюгерный насос установлен на поперечной балке нижней крыш-
ки капота и закреплен с помощью фланца 3 четырьмя болтами.

При флюгировании винта масло из маслобака поступает в насос
через патрубок 5 входа и попадает под давлением в патрубок 7
выхода. В насосе установлен редукционный клапан 6 (рис. 135, б),
перепускающий масло из полости нагнетания в полость всасыва-
ния насоса при достижении в полости нагнетания давления свыше
65+10 кгс/см2.

В линии нагнетания устанавливается клапан обогрева 8, через
который при неработающем электродвигателе флюгерного насоса
поступает теплое масло от регулятора оборотов Р-68ДТ-24. Теп-
лое масло, проходя через флюгерный насос, поступает в линию
всасывания, обогревая при этом флюгерный насос и его маслопро-
воды.

При включении флюгерного насоса давление масла в линии
нагнетания перекрывает клапан обогрева, разъединяя полости вса-
сывания и нагнетания.

Кроме указанных агрегатов, в маслосистему входит комплект
трубопроводов и сливных кранов, а также аппаратура контроля
работы маслосистемы, состоящая из масломера МЭС-1857В с дат-
чиками-сигнализаторами минимального остатка масла (20 л),
комплекта ЭМИ-ЗР1И, контролирующего давление и темпера-
туру масла, и комплекта индуктивного манометра ДИМ-ЮОТ,
контролирующего давление в системе измерителя крутящего мо-
мента.

Управление маслосистемой и контроль за работой двигателей
осуществляется из кабины пилогов. Элементы управления и прибо-
ры контроля расположены на центральном и левом пультах
и на приборной доске.

На центральном пульте установлен указатель положения засло-
нок 2 (см. рис. 129) туннелей маслорадиаторов, на пульте коман-
дира экипажа—указатель масломера МЭС-1857В.

На средней панели приборной доски находятся: два трехстре-
лочных индикатора УИЗ-4, в которых установлены шкалы измере-
ния давления и температуры входящего в двигатель масла; два
указателя манометра МИ-100 и два указателя измерителя крутя-
щего момента; два красных табло, сигнализирующих о минималь-
ном остатке масла в каждом баке; два переключателя управления
заслонками туннелей маслорадиатора.

Для контроля за работой маслосистемы двигателя РУ19А-300
используются датчик давления ИДТ-8 и датчик температуры масла
П-63 на входе в двигатель, указатели температуры и давления мас-
ла на приборной доске пилотов.

Топливная система

Топливная система предназначена для питания двигателей
АИ-24 и РУ19А-300 или турбогенераторной установки ТГ-16 топли-
вом. Она состоит из следующих систем: питания двигателей топли-
вом, централизованной заправки топливом, дренажа топливных
баков. Общая емкость топливных баков 5440 л.

Топливные емкости состоят из четырех мягких баков, располо-
женных в центроплане, и двух баков-кессонов. По желанию заказ-
чиков количество мягких баков в центроплане может быть увели-
чено до восьми.

Системы питания левого и правого двигателя аналогичны, явля-
ются автономными и соединены между собой краном кольцевания.
Отличие их заключается в том, что правая система питает, кроме
двигателя АИ-24 двигатель РУ19А-300 или турбогенераторную уста-
новку ТГ-16. Каждая система состоит из двух групп баков.

Принципиальная схема топливной системы представлена
на рис. 136.

Система питания двигателей топливом (рис. 136) состоит из ба-
ков 28, 29, 30, подкачивающих насосов 3 и 23, фильтров тонкой 15
и грубой 18 очистки, воздухоотделительного бачка 13, установлен-
ного перед датчиком 14 расходомера, трубопроводов и контрольно-
измерительной аппаратуры.
Рис. 136. Схема топливной системы:

/“-датчик сигнализации давления СДУЗА-0,35; 2 — датчик топливомера СПУТ-1-5АП; 3 — на-
сос самолетный подкачивающий ЭЦН-14БД; 4 — горловина заливная; 5 — клапан обратный;
6— клапан вакуумный обратный; 7 — форсунка рабочая; в—-форсунка пусковая; 5 —дат-
чик ИДТ-100; Ю — автомат дозировки топлива АДТ-24М; 11— насос-датчик НД-24М; /2 —
датчик сигнализатора давления СДУ5А-1.8; /3 —бачок воздухоотделнтельный; 14 — датчик
расходомера РТМС-О.85-Б1; 15 — фильтр тонкой очистки 12ТФ-15СНТ; 16 — сигнализатор диф-
ференциальный СГДФР-1Т; /7 —насос подкачивающий БНК-10И; 18 — фильтр грубой очистки;
19 — клапан пускового топлива электромагнитный; 20 — кран пожарный; 21 — клапан цент-
рализованной заправки предохранительный; 22— кран централизованной заправки; 23 — на-
сос подкачивающий самолетный агрегат 463; 24 — кран кольцевания; 25 — сигнализатор дав-
ления СД-24А; 26 — горловина централизованной заправки; 27 — угольник дренажный; 28 —
бак-кессон (бак № 3); 29 — бак мягкий (бак Кв 2); 30 — бак мягкий (бак № I); 31— кран
питания ТГ-16 или РУ19А-300; 32 — фильтр топливный тонкой очистки; 33 — турбогенератор-
ная установка либо двигатель РУ19А-300

Во избежание перетекания топлива из магистрали питания дви-
гателя через неработающий насос в напорных линиях за насосами
установлены обратные клапаны 5.

В каждом баке-кессоне установлено по одному насосу
ЭЦН-14БД. Эти баки составляют I группу выработки.

Мягкие баки № 1 и 2 составляют II группу выработки, в кото-
рой на баке № 2 установлено два подкачивающих насоса (агрегат
Ne 463).

Подача топлива к двигателям осуществляется автоматически.
При этом установлена следующая очередность расходования топли-
ва: вначале вырабатывается топливо из I группы (баков-кессонов),
а затем из II группы (мягких баков).

При работе системы включаются насосы обеих групп. Очеред-
ность выработки топлива при этом обеспечивается в результате
работы подкачивающих насосов на различных режимах. Для обес-
печения первоочередной выработки топлива из бака-кессона I груп-
пы насос ЭЦН-14БД (поз. 3) работает на номинальном режиме/
а насосы 463 — на ослабленном режиме. Насос 3 после выработки /
топлива из I группы выключается автоматически (по сигналу I
от датчика топливомера) или вручную. Во II группе баков два
подкачивающих насоса 23, установленные на передней и задней
стенках бака № 2 (поз. 29), обеспечивают выработку топлива
при любых эволюциях самолета.

После выработки топлива из I группы магистраль насоса 3
перекрывается обратным клапаном 5.

Топливо от самолетного подкачивающего насоса через пожар-
ный край 20 и фильтр грубой очистки поступает к подкачивающему
насосу 17. В насосе БНК-10И давление повышается и топливо че-
рез фильтр тонкой очистки 15, воздухоотделитель 13 и датчик рас-
ходомера 14 поступает к насосу-датчику 11 высокого давления
НД-24М.

Насос-датчик И через автомат дозировки топлива 10 под дав-
лением 11—80 кгм/см2 (в зависимости от режима работы двигате-
ля) подает топливо в рабочие форсунки 7. Давление топлива реги-
стрируется датчиком 9.

Воздух, попавший в систему питания двигателей топливом, вмес-
те с парами топлива из воздухоотделительного бачка 13 по трубо-
проводам дренажной системы попадает в первый и третий баки.

При запуске двигателя пусковое топливо через пусковые фор-
сунки 8 в двигателях попадает непосредственно от самолетных под-
качивающих насосов через пожарный кран 20, фильтр 18 и электро-
магнитный кран пускового топлива 19.

Для контроля перепада давления на фильтре тонкой очистки
15 установлен сигнализатор давления 16. При достижении перепада
давления на фильтре 0,4 кгс/см2 контакты сигнализатора замыка-
ются, а в кабине пилотов загорается сигнальная лампа, свидетель-
ствующая о загрязнении фильтра. Контроль загрязнения фильтра
15 осуществляется дифференциальным сигнализатором СГДФР-1Т.

Контроль за работой подкачивающих насосов осуществляется
сигнализаторами давления 1. При повышении давления в напорных
трубопроводах питания двигателей топливом до 0,35 кгс/см2 кон-
такты сигнализаторов замыкаются и на приборной доске в кабине
пилотов загораются зеленые лампы. Если по какой-либо причине
насос не включился, он от напорной магистрали отключается обрат-
ным клапаном вместе с сигнализатором. Давление топлива на этом
участке повышаться не будет и лампа в кабине пилотов не заго-
рится.

Давление топлива перед насосом-датчиком 11 контролируется
датчиком 12 сигнализатора СДУ5А-1,8, который включает зеленую
лампу в кабине пилотов при достижении давления 1,8 кгс/см2.

Контроль за расходом топлива двигателем осуществляется дат-
чиком 14 расходомера РТМС-0,85-Б1 наличие давления топлива
на входе в двигатель контролируется датчиком 12 сигнализатора
давления СДУ5А-1.8. При падении давления топлива ниже
1,8 кгс/см2 сигнализатор 12 включает красное табло «Давл. топл.
двиг.» под щитком управления топливной системой.
Рис, 137. Щиток централизованной заправки

При обесточенных под*
начинающих насосах топ-
ливо к двигателям пода-
ется из баков обеих групп
самотеком за счет высо-
ты столба топлива в ба-
ках и разрежения, созда-
ваемого подкачивающи-
ми насосами 17.

Топливо для двигате-
ля РУ19А-300 поступает
из магистрали питания
правого двигателя, а при
открытом кране кольцева-
ния 24 — из магистралей
питания обоих двигате-
лей АИ-24.

Аналогичным образом
происходит питание тур-
богенераторной установки
ТГ-16.

Трубопровод питания
двигателя РУ19А-300 под-

ключей к магистрали пи-
тания правого двигателя

введен в отсек двигателя РУ19А-300,

у заднего лонжерона и
расположенный в гондоле

правой части крыла. На заднем силовом шпангоуте гондолы

установлен перекрывной кран 31, через который топливо посту-
пает через фильтр 32 к двигателю. От фильтра 32 топливо посту-
пает в топливный насос двигателя РУ19А-300. Для замера давле-
ния топлива перед форсунками двигателя РУ19А-300 используется
датчик ИДТ-100 из комплекта ЭМИ-ЗРТИ.

Слить топливо из топливной системы можно через краны, уста-
новленные на фильтрах грубой очистки 18. При включенных подка-
чивающих насосах 3 и 23 сливается все топливо, за исключением

невырабатываемого остатка, который составляет 35 л.

Система централизованной заправки. В топливную систему само-
лета топливо может направляться через заливные горловины 4
или через горловину централизованной заправки 26, установленную
в правой мотогондоле (у самолетов с двигателем РУ19А-300 в ле-
вой мотогондоле).

Система состоит из заправочной горловины 26, четырех предо-
хранительных клапанов заправки 21, четырех электромеханических
заправочных кранов 22, двух вакуумных обратных клапанов 6',
щитка (рис. 137) управления заправкой, трубопроводов и соедини-
тельной арматуры.

Автоматический контроль за заправкой и автоматическое закры-
тие электромеханических заправочных клапанов обеспечивает си-
стема контрольно-измерительной аппаратуры СПУТ-1-5АП с дат-
чиками 2 (см. рис. 136). Если автоматика не сработает, то доступ
топлива в баки прекращается предохранительными заправочными
клапанами 21, которые управляются поплавком. Клапаны 6
предохраняют трубопроводы централизованной заправки от смя-
тия при откачке из них топлива после заправки топливных баков.

На щитке (рис. 137) расположены тумблеры включения систе-
мы централизованной заправки, подачи питания к кранам заправки
и управления кранами заправки. Если питание в систему центра-
лизованной заправки подано, загорается сигнальная лампа «Вклю-
чено^ 115 В». При закрытых кранах горят верхние (справа) четы-
ре лампы. При полностью заполненных баках горят нижние четыре
лампы. Если давление в трубопроводе при заправке достигает
3,5±0,2 кгс/см2, загорается лампа «Давл.» слева вверху.

Система дренажа топливных баков. Для предохранения топлив-
ных баков от разрушения при заправке и выработке топлива на са-
молете Ан-24 смонтирована дренажная система топливных баков.
Система выполнена раздельной для левой и правой групп баков.

Система состоит из трубопроводов, дренажных угольников 27,
дренажных мачт, клапанов 5 (см. рис. 136). Мягкие баки дрениру-
ются через бак № 1 с баком № 3. К этому дренажному трубопро-
воду подключен трубопровод от воздухоотделительного бачка 13.
Бак № 3 (бак-кессон) дренируется с атмосферой дренажным тру-
бопроводом, на котором смонтирован обратный клапан 5. Дренаж-
ный трубопровод выведен через передний лонжерон в носок крыла
до нервюры 12. У нервюры 12 трубопровод соединен с заборником
дренажа, выведенным за обшивку носовой части крыла в зону
повышенного давления, создаваемого скоростным напором. Поэто-
му в полете давление в топливных баках выше атмосферного.

На случай закупоривания дренажного трубопровода в зоне
заборника дренажа на нем установлен клапан 6, который при появ-
лении вакуума в баке сообщит его с атмосферой.

На верхней части бака-кессона установлен обтекатель, внутри
которого расположена дренажная труба, сообщающая бак с атмо-
сферой. Труба выполнена в виде раструба с тремя отражающими
пластинами, препятствующими выбросу топлива.

Во избежание перетекания топлива из мягких баков в бак-кес-
сон на угольнике 27 смонтирован обратный клапан.

Топливные баки. В топливной системе самолета установлено
четыре или восемь (по желанию заказчика) мягких топливных ба-
ков и два бака-кессона.

Мягкие топливные баки изготовлены из керосиностойкой резины,
обклеенной снаружи капроновой тканью. Форма баков задается
металлическими обручами, смонтированными внутри баков.

Фланцами для заливных горловин, датчиков топливомеров, слив-
ных кранов и подкачивающих насосов мягкие баки крепятся к эле-
ментам конструкции центроплана крыла. Баки № 1 и 2, а также
№ 4 и 5 на самолетах с дополнительными баками, соединены меж-
ту собой в группу фланцами 3 (рис. 138, а), установленными
Рис. 138. Элементы крепления мягких баков:
а — общий вид межбакового соединения; б — сечение межбакового соединения

на фланцы 1 мягких баков, в которые для обеспечения жесткости
завулканизированы металлические’ кольца 4. Болты 2 фланцев 3
затягиваются тарированным ключом. При установке дополнитель-
ных баков № 4 и № 5 в баках № 2 на соединительных фланцах 3
устанавливаются обратные клапаны 5 (рис. 138, б) тарельчатого
типа, препятствующие перетеканию топлива при кренах самолета
из бака № 2 в другие баки. Для перетекания топлива при его сливе
в корпусе клапана 6 на фланце 3 выполнено отверстие 7.

Доступ внутрь баков осуществляется через монтажные люки
размером 456X306 мм, которые расположены на верхних стенках
баков и закрываются специальными крышками. Крышки крепятся
к фланцам люков болтами.

В стенки мягких баков вклеены и привулканизированы фланцы
с металлической арматурой, в которую запрессованы гайки для
крепления агрегатов.

В мягких баках № 2 по передней и задней стенкам на специ-
альных литых переходниках установлены на переднем и заднем
лонжероне центроплана подкачивающие насосы (агр. 463). Наличие
переходников обеспечивает удобный подход к насосам в процессе
эксплуатации.

Бак № 1 и бак-кессон (бак № 3) имеют фланцы для установки
кранов 22 централизованной заправки, заправочных горловин 4
(см. рис. 136) и сливных кранов для слива отстоя топлива. Дат-
чики топливомеров размещены в баках № 2, 3 и 5.

Для установки датчиков топливомеров в баке-кессоне выполне-
ны фланцы и вырезы. Для их монтажа и демонтажа в верхней об-
шивке крыла предусмотрены люки.

Мягкие баки № 1 и № 2 размещены в отсеках центроплана
между нервюрами 3 и 5. Дополнительные топливные баки № 4
и № 5 располагаются между нервюрами 1 и 3. После установкй
баки закрываются съемными панелями, расположенными вдоль
размаха центроплана между стрингерами 3 и 7.

Подкачивающие топливные насосы. Н а со с 463 (рис. 139) цент-
робежного типа с приводом от электродвигателя 11 постоянного
тока.

Топливо поступает в насос через горловину 16, на которую на-
дета предохранительная сетка 2. Перед горловиной на валу 9 насо-
са установлен пропеллер 3, который создает предварительный под-
пор топлива перед рабочим колесом (крыльчаткой 6) насоса.

Крыльчатка 6 крепится на валу 9 шпонкой 5.

При вращении вала 9 топливо, попадая на крыльчатку 10,
под действием центробежных сил направляется в сборник-улитку
в корпусе 4 и оттуда через отверстие в корпусе 4 — в трубопровод
питания двигателя топливом.

Дефлектор 17, расположенный перед горловиной, служит для
разделения потоков топлива в насос и отбрасываемого пропелле-
ром 3 обратно в бак вместе с воздухом и парами топлива.

Для герметизации электромотора со стороны топлива в корпусе
4 установлен уплотнительный узел, состоящий из уплотнительной
манжеты 14, прижатой к валу 9 пружиной 8, кольца 7 и регулиро-
вочной шайбы 15. На валу 9 для предотвращения попадания топли-
ва в электромотор И установлен отражатель 13. Попавшее через
уплотнительный узел топливо при его разгерметизации будет сли-
ваться по дренажному каналу 12.

Между корпусом 4 и корпусом электродвигателя 11 установ-
лено уплотнительное кольцо 10.

При хранении входное устройство насоса 463 закрывается
предохранительным колпаком 1, а отверстие в корпусе 4 — за-
гл ушкой.

Насос ЭЦН-14БД (рис. 140)—внутрибакового исполнения,
центробежного типа. Работа его аналогична работе насоса 463.

Рис. 139. Насос центробежный 463
Рис. 140. Насос центробежный ЭЦН-14БД:
/ — корпус; 2 — крышка электродвигателя; 3 —
уплотнение; 4 —• стакан уплотнительный; 5 —
фильтрующая сетка; 6—электропроводка; 7 —
втулка уплотнительная; 8 — крышка нижняя; Р —
заглушка; 10 — крыльчатка; 11 — аппарат направ-
ляющий; 12 — кольцо уплотнительное; 13 — канал
дренажный; 14 — корпус насоса; 15 — кожух;
16 — вал привода насоса; 17 •— уплотнительный
узел

Рабочая полость насо-
са, в которой расположе-
на крыльчатка 10, обра-
зована корпусом 14 и на-
правляющим аппара-
том 11.

Топливо поступает в
насос через боковые ка-
налы в корпусе 14, закры-
тые фильтрующей сет-
кой 5, и каналы, образо-
ванные между крышкой 8
и направляющим аппара-
том 11. В топливную си-
стему топливо подводит-
ся по кольцевому каналу
между крышкой электро-
двигателя 2 и корпусом 1.

При разгерметизации
уплотнительного узла 17
топливо сливается в ат-
мосферу по дренажному
каналу 13.

Топливные фильтры.
Фильтры грубой
очистки 18 (см. рис.
136) состоят из корпуса,
фильтрующего элемента,
присоединительных и кре-
пежных элементов. В
нижней части фильтра
установлен сливной кран
для слива топлива из топ-
ливных баков.

Фильтрующий узел
включает чечевицеобраз-
ные сетчатые фильтрую-
щие элементы, собранные
на дюралюминиевой стой-
ке.

Фильтр тонкой
очистки 15 состоит из
корпуса, в котором уста-
новлены фильтрующий
элемент и перепускной
клапан. Фильтрующий
элемент изготовлен из
сетки саржевого плете-
ния, натянутой на перфо-
эпрованный стакан. Тонкость очистки составляет 10—12 мкм.
Перепускной клапан смонтирован в верхней части фильтра.

Фильтр тонкой очистки 32 установлен в линии питания
ГГ-16 или РУ19А-300. Его фильтрующим элементом является сетка
аржевого плетения, способная задерживать механические примеси
щаметром более 16 мкм.

Топливные краны. Пожарный кран 20 (см. рис. 136) пред-
шзначен для подачи топлива в двигатели при их работе и пере-
крытия топливной магистрали при выключении двигателя.

Кран состоит (рис. 141) из корпуса 5, клапана 9 и реверсивного
1лектромеханизма 3.

В корпус ввернуты три штуцера: подвода 1, отвода 4 топлива
I штуцер 2 из дренажной полости электромеханизма 3. Герметиза-
шя электромеханизма 3 достигается уплотнительным узлом 6.

Тарелка клапана 9 закреплена на вилке 8, которая установлена
ia вал 7 электромеханизма 3. Тарелка поворачивается на 90°
>т крайних положений. В ней смонтирован предохранительный
слапан 10 для стравливания давления топлива в трубопроводах
[ежду краном и БНК-10И, если от нагрева при неработающих дви-
ателях оно повысится до 0,5 кгс/см2.

Кран кольцевания 24 (см. рис. 136) предназначен для со-
единения левой и правой групп баков и включается в работу в том
лучае, когда происходит неравномерная выработка топлива. Кон-
трукция его аналогична конструкции пожарного крана 20. Предо-
хранительный клапан 10 (см. рис. 141) отсутствует.

Обратные клапаны, установленные в топливной системе самоле-
а, тарельчатого и поршневого типа. Обратный клапан поршневого
ипа расположен на переднем лонжероне за подкачивающим насо-
•ом 463. Кран открывается при давлении 0,45 кгс/см2.

На заднем лонжероне за подкачивающим насосом 463 установ-
ки обратный клапан тарельчатого типа. В тарелке клапана, при-
нимаемой к седлу пружиной, просверлено отверстие диаметром
),3 мм для стравливания давления в трубопроводах при темпера-
урных изменениях. Клапан открывается под напором столба керо-
ина высотой 215±5 мм.

Обратный клапан, установленный за насосом ЭЦН-14БД, сопро-
ивления напору столба жидкости не создает.

Заливная горловина 4 (см. рис. 136) представляет собой кла-
1ан тарельчатого типа (пробка) с шариковым замком. При нажиме
шопки шарики из гнезд в корпусе горловины выкатываются в гнез-
la в корпусе кнопки и подпружиненная пробка выходит из корпуса.
3 открытом положении пробка удерживается цепочкой.

В нижней точке корпуса горловины ввернут штуцер, через кото-
>ый по трубке, выведенной за обшивку, сливается топливо при пе-
>езаливке. Заливные горловины размещены в баках-кессонах
I мягких баках № 1.

Сливной кран клапанного типа служит для слива конденсата.
1рп нажатии на шток клапана специальным штырем-линейкой
хлапан поднимается над седлом и сообщает внутреннюю полость
бака с атмосферой. Фикса-
ция клапана достигается по-
воротом его штока на 90°
по часовой пли против часо-
вой стрелки. Слнвные краны
установлены в нижних точ-
ках баков-кессонов и мяг-
ких баков № 1.

Заправочная горловина
(рис. 142) клапанного типа.
В корпусе 6 установлено на
винтах гнездо 7, на которое
садится под действием пру-
жины 3 клапан 2. Гермети-
зация между гнездом и кла-
паном достигается установ-
кой на клапане 2 резиново-
го кольца. От попадания за-
грязнения полость клапа-
на защищена крышками 1
и 8. На торце крышки 8 ус-
тановлено уплотнительное
кольцо. Крышка 8 прижима-
ется к гнезду 7 винтом 9.

Корпус 6 прикреплен болта-
Рис. 142. Горловина заправочная	ми к переходнику 4.

Заправочный кран (рис.

143) системы централизованной заправки состоит из корпуса /,
крышки 2, тарелки 3, поджатой пружинами 4, траверсы 5, штыря 9
и электромеханизма 8 (М3К-2).

Тарелка 3, совершая возвратно-поступательное движение, от-

крывает или закрывает заправочную топливную магистраль с по-
мощью МЗК-2, который сообщает штоку 9 вращательное движение,
а траверса 5 с гайкой 6 — возвратно-поступательное. Герметнза-

Рис. 143. Кран заправочный

ция электромеханизма 8 осу-
ществляется уплотнительным
узлом 7.

Поплавковый клапан
(рис. 144) состоит из корпу-
са 2, в который запрессова-
на втулка 5, клапана 4 с на-
конечником 3 и пружины 1.

При незаполненном баке
клапан 4 под действием на-
пора топлива опускается
вниз и дает возможность ему
беспрепятственно поступать
в бак по отверстиям в кор-
пусе 2. По мере заполнения
бака топливом клапан 4 под действием
подъемной силы поплавка, соединенного
шарнирно рычагом 6 с крышкой 8, переме-
щает седло 7 к отверстию в крышке 8. При
полностью заправленном баке клапан 7 пере-
крывает отверстие в крышке 8. При этом
давление топлива внутри и снаружи клапа-
на 4 выравнивается, клапан 4 под действием
пружины поднимается вверх и перекрывает
заправочную магистраль. Заправка бака
топливом прекращается.

Система впрыска воды в двигатель АИ-24

Система впрыска воды в двигатель

предназначена для восстановления мощно- Рис. 144. Клапан поплав-
сти при пониженном барометрическом дав-^	ковый

лении и при повышенной температуре ок-

ружающего воздуха. Мощность двигателя восстанавливается пол-
ностью при давлении воздуха не ниже 740 мм рт. ст. и температуре
не выше 40° С.

Каждый двигатель АИ-24 оборудован автономной системой
впрыска воды. Она состоит из бака емкостью 34 л, коллектора
с восемью форсунками, установленного на входе в воздухосборник
двигателя, электромагнитного крана, обратного клапана и трубо-

проводов.

Вода подается к форсункам под давлением воздуха, отбираемо-
го из компрессора двигателя. При открытии электромагнитного
крана воздух под давлением 4—4,5 кгс/см2 поступает в верхнюю
часть бака, из которого вода, вытесняемая воздухом, через фильтр
и обратный клапан подается к коллектору и через форсунки впрыс-
кивается в воздухозаборник двигателя.

Систему включают на взлете на пять минут, из которых в тече-
ние 2 мин вода вытесняется из бака, а за остальные 3 мин произ-
водится продувка бака и системы.

Щиток сигнализации наличия воды в баках установлен на вер-
тикальной панели левого пульта пилотов. На щитке сигнализации
установлены две зеленые лампы «Бак заправлен» и две красные
лампы «Бак пустой»,'а также тумблер включения ламп сигнали-
зации.

Управление системой впрыска воды производится со средней
панели приборной доски переключателями «Впрыск воды лев.

и прав. двиг.».

Сигнальные лампы, расположенные над этими переключателя-
ми, включаются при достижении в коллекторе давления 2,5 кгс/см2
примерно через 6—8 с после включения системы. Заправляются
системы только дистиллированной водой.
Турбогенераторная установка ТГ-16

Для обеспечения запуска двигателей на самолете Ан-24 по спе-
циальному заказу применяется вместо двигателя РУ19А-300 турбо-
генератор ТГ-16. Турбогенератор может быть использован также
для временного питания бортовой сети самолета. Турбогенератор
ТГ-16 состоит из газотурбинного двигателя ГТД-16, редуктора
с вентилятором, генератора постоянного тока ГС-24А и систем,
обеспечивающих запуск и работу установки.

Запуск двигателя ГТД-16—автоматический, осуществляется
от панели запуска ПТ-16А генератором ГС-24А, работающим
в стартерном режиме.

В системе запуска предусмотрена холодная прокрутка двига-
теля ГТД-16 генератором ГС-24А, работающим в стартерном ре-
жиме от источника постоянного тока напряжением 27 В. Включе-
ние, запуск, холодная прокрутка и выключение двигателя, а также
контроль за работой турбогенератора осуществляется из кабины
пилотов. Управление работой двигателя автоматизировано; рабо-
чие обороты агрегата ТГ-16 поддерживает насос-регулятор
ТНР-ЗРА, а максимальные обороты ограничивает центробежный
датчик ЦД-ЗА-40.

Газотурбинный двигатель ГТД-16 состоит из центробежного
компрессора с односторонним входом, кольцевой камеры сгорания,
одноступенчатой газовой турбины, выхлопного патрубка и вспомо-
гательного оборудования, обеспечивающего работу двигателя
на всех режимах.

На двигателе установлены пять рабочих и две пусковые фор-
сунки центробежного типа, две пусковые свечи СПН-4-3 и датчик
термопары. К переднему фланцу двигателя крепится вентилятор,
подающий воздух на охлаждение генератора. Вентилятор — мало-
напорный, центробежный, с односторонним входом.

Редуктор — цилиндрический, служит для снижения оборотов
якоря генератора. На картере редуктора установлены: маслобак,
маслоотстойник, топливный насос-регулятор ТНР-ЗРА, маслена*
сое, центробежный датчик ВЦ-40, датчик тахометра ДТ-1М, масло-
контактор, сигнализатор давления СД-24А и катушка зажигания
КПН-4Л. К заднему фланцу редуктора крепится генератор ГС-24А.
Вращение от редуктора на якорь генератора передается через тор-
сионный валик, гасящий крутильные колебания, возникающие
при резких изменениях оборотов двигателя.

Воздух на охлаждение генератора подается от вентилятора
по трубе, а затем, проходя под кожухом генератора, отводится
через патрубок, выведенный за обшивку гондолы.

Масляная система установки — автономная. Для контроля
за работой маслосистемы в нее включен сигнализатор давления
СД-24А.

На самолете осуществляется обогрев турбогенератора ТГ-16
горячим воздухом, предотвращающий переохлаждение масла в ус-
тановке во время полета. Воздух на обогрев отбирается от двига-
телей силовой установки самолета. Для отвода горячего воздуха
из отсека установки ТГ-16 и отвода выхлопных газов предусмотрев
но эжекторно-выхлопное устройство.

Отбор топлива для питания системы турбогенератора осущест-
вляется от топливной системы правого двигателя так же, как и для
двигателя РУ19А-300.

Противопожарная система с РУ19А-300

Противопожарное оборудование самолета включает стационар-
ную противопожарную систему и переносные огнетушители. Ста-
ционарная противопожарная система (рис. 145) предназначена
для обнаружения и ликвидации очагов пожара в двигателях, гон-
долах двигателей и в крыле. Два переносных углекислотных огне-
тушителя типа ОУ предназначены для ликвидации очагов пожара
в кабине экипажа, пассажирской и грузовой кабинах.

Стационарная противопожарная система состоит из противопо-
жарной системы самолетных отсеков и противопожарной системы
двигателей.

Противопожарная система самолетных отсеков предназначена
для обнаружения и ликвидации очагов пожара в двигателях, гон-
долах двигателей и крыле.

Рис. 145. Схема противопожарной системы:

1 •— датчики сигнализации пожара; 2 — штуцеры подвода огиегасящего состава в двигатель;
3 — проходиики с мембранами; 4 — штуцеры подачи огиегасящего состава в полости под-
шипников компрессора и турбины; 5 —- баллоны УБШ2-1 противопожарной системы двига-
теля; 6 — блок краиов электромагнитных 781100; 7 — баллоны УБЦ8-1 противопожарной
системы самолетных отсеков; 8 — блоки клапанов обратных; 9 — датчики сигнализации по-
жара внутри двигателей; /0 — обратные клапаны в системе подачи огиегасящего состава
в двигатель
Противопожарная система самолетных отсеков состоит из шес-
ти огнетушителей 1, двух блоков противопожарных электромаг-
нитных кранов 6, обратных клапанов 8, системы сигнализации по-
жара ССП-2А, средств управления, распылительных коллекторов
и трубопроводов с арматурой.

Управление противопожарной системой самолетных отсеков осу-
ществляется автоматически от датчиков системы сигнализации
пожара ССП-2А или вручную со щитка пожаротушения нажатием
ламп-кнопок. Огнетушители срабатывают в две очереди. Первая
очередь огнетушителей срабатывает автоматически, вторая оче-
редь — вручную.

При аварийных посадках с убранным шасси управление систе-
мой пожаротушения осуществляется от механизмов аварийного
включения, расположенных на нижней обшивке фюзеляжа между
шпангоутами № 14 и 15, 30 и 31. При замыкании одного из них
срабатывают все огнетушители, открываются все пожарные краны
и огнегасящий состав подается во все отсеки одновременно. Замы-
кание концевого выключателя механизма аварийного включения
происходит при ударе его о землю.

Шесть огнетушителей УБЦ8-1 противопожарной системы само-
летных отсеков установлены в хвостовой части гондолы левого
двигателя на платформе, укрепленной на раме. Огнетушители раз-
мещаются в гнездах ложементов платформы и крепятся в них
стяжными лентами.

Огнетушители через обратные клапаны (блок) 8 включены
в трубопровод, по которому огнегасящий состав подводится к двум
блокам противопожарных кранов 781100 6, установленных за зад-
ним лонжероном центроплана на шпангоуте № 19 гондол.

Блок противопожарных кранов 781100 состоит из двух элек-
тромагнитных кранов, от каждого из которых огнегасящий состав
направляется соответственно в распылительные коллекторы отсека
крыла и гондолы двигателя.

В отсеке каждого двигателя на шпангоуте воздухозаборника,
в районе перепускных клапанов двигателя и в районе камер сго-
рания и топливных агрегатов (с тремя отводами: под нижнюю
часть двигателя, к воздухо-воздушному и к воздушно-масляному
радиатору) смонтированы распылительные коллекторы. В нишах
основных опор шасси смонтировано по пять распылительных кол-
лекторов. Передний коллектор имеет отвод в сборник удлинитель-
ной трубы. В хвостовых частях обеих гондол имеется по три рас-
пылительных коллектора. В отсеках каждого полукрыла вдоль пе-
реднего и заднего лонжеронов между нервюрами 3—12 также
расположены распылительные коллекторы.

Распылительные коллекторы представляют собой трубы, вдоль
которых в шахматном порядке просверлены отверстия диаметром
0,8 мм.

Система сигнализации пожара ССП-2А обеспечива-
ет световую и звуковую сигнализацию о возникновении пожара,
автоматическую разрядку огнетушителей первой очереди в отсек,
224
где возник пожар, автоматическое срабатывание всех средств
пожаротушения при аварийных посадках, а также ручное управ-
ление всеми огнетушителями.

Основными элементами системы ССП-2А являются датчики
ДПС-1АГ и исполнительные блоки БИ-2АУ. Датчики ДПС-1АГ
представляют собой батареи хромель-копелевых термопар, на ко-
торых возникает термоэлектродвижущая сила при изменении тем-
пературы окружающей среды. Исполнительные блоки БИ-2АУ —
это поляризованные реле, срабатывающие от сигналов, поступаю-
щих от датчиков, и открывающие соответствующие противопожар-
ные клапаны.

Датчики системы сигнализации пожара ДПС-1 АГ размещены
на самолете в наиболее пожароопасных местах: по шесть датчиков
в отсеках двигателей, нишах шасси, отсеке двигателя РУ19А-300,
хвостовой части левой гондолы и 18 датчиков в каждом отсеке
(по девять датчиков по переднему и заднему лонжерону). Датчики
соединяются по три последовательно, и каждая группа соединя-
ется со своим поляризованным реле в исполнительном блоке.

После срабатывания реле подается сигнал на открытие соот-
ветствующего электромагнитного крана, на красную сигнальную
лампу, сирену, а также на взрыв пиропатронов огнетушителей пер-
вой очереди.

После взрыва пиропатронов огнегасящий состав через откры-
тые электромагнитные краны поступает к распылительным кол-
лекторам того отсека, откуда поступил сигнал о пожаре. При вы-
брасывании огнегасящего состава через отверстия распылитель-
ных коллекторов происходит вытеснение им воздуха из отсека
и заполнение его парами бромистого этила с углекислотой, в при-
сутствии которых горение невозможно. Кроме того, в результате
испарения огнегасящего состава, температура в отсеке понижается.

Противопожарная система двигателя обеспечивает подачу огне-
гасящего состава в масляные полости подшипников компрессора
и турбины и в полость лобового картера двигателя.

Система состоит из двух огнетушителей 5 (см. рис. 145) филь-
тров, установленных в штуцерах головок огнетушителей, тройни-
ка— обратного клапана 10, проходников с мембранами, дроссели-
рующего тройника 7, противопожарных штуцеров 2 и 4 датчиков
ДТБ-2А системы ССП-7, трубопроводов и арматуры.

Огнетушители УБШ2-1 установлены на шпангоуте № 10 гондо-
лы в специальных ложементах.

В клапане 10 имеются дросселирующие отверстия, снижающие
(в результате их гидравлического сопротивления) давление огне-
гасящего состава, поступающего в двигатель.

Для исключения возможности забивания этих отверстий меха-
ническим частицами в штуцерах головок огнетушителей установ-
лены фильтры (сетки).

Проходники 6 с мембранами, установленные непосредственно
перед штуцерами 2 и 4, препятствуют проникновению масла из дви-
гателя в противопожарную систему.
Для сигнализации о воз
никновеиии пожара во внут
ренних полостях двигателей
служит система снгна
л и з а ц и и п о ж а р г
ССП-7 (одна на оба двига
теля). Она состоит из четы
рех датчиков ДТБ-2А (пс
два на каждый двигатель)
и исполнительного блокг
ССП-7-БИ. Датчики ДТБ-2У5
установлены: один на флан
це лобового картера, дру
гой — в трубопроводе суф
лирования двигателя. Прг
достижении у датчиков тем
пературы, превышающей оп

Рис. 146. Пироголовка огнетушителя ределенное значение, снгна;1
от датчика поступает в по
лярнзованное реле исполнительного блока. Исполнительный блок
включает сигнальную лампу на щитке пожаротушения и сире-
ну, извещая о возникновении пожара в двигателе.

Включение противопожарной системы двигателей производится
вручную со щитка пожаротушения нажатием кнопок. При этом
происходит взрыв пиропатронов затворов огнетушителей, открытие
клапанов затворов и огнегасящий состав поступает к клапану 10.
Пройдя через дросселирующие отверстия тройника, состав под по-
ниженным давлением поступает через проходники к штуцерам с
и 8 к отсечному клапану. Под действием давления огнегасящегс
состава поршень отсечного клапана разобщает масляные поло-
сти камеры сгорания и центробежный суфлер, а также открывав
канал в полость подшипников компрессора и турбины, куда и по-
ступает огнегасящий состав. Через отдельный штуцер 8 огнегася-
щий состав поступает в масляные полости лобового картера и ре-
дуктора.

Огнетушители УБЦ8-1 и УБШ2-1. Огнетушитель УБЦ8-1
представляет собой стальной баллон емкостью 8 л с ввернутым
в его горловину переходником, на котором смонтированы манометр,
зарядно-предохранительное устройство и пироголовка ПГК.Ц
Внутри переходника установлена сифонная трубка, опущеннаг
внутрь баллона.

На баллон наложена противоосколочная стеклопластиковая об
мотка для предохранения от осколков в случае разрыва огнетуши-
теля. На верхней полусфере баллона нанесены шифр с указанием
вида огнегасящего состава и трафарет с содержанием основных
данных баллона и огнетушителя с отметкой приемки ОТК.

Огнетушители УБШ2-1 устроены так же, как и огнетуши
тели УБЦ8-1. Баллоны огнетушителей УБШ2-1—шаровые, ем
костью 2 л. Переходник огнетушителя изготовлен из алюминиевогг
сплава. На нижней части переходника нарезана коническая резьба
для ввертывания его в горловину баллона. На боковых сторонах
и сверху переходника сделаны гнезда для установки пироголовок,
с лицевой стороны — штуцер для манометра, и с тыльной сторо-
ны — гнездо для зарядно-предохранительного устройства.

Пироголовка (рис. 146) клапанного типа (НГК) изготов-
лена из алюминиевого сплава, является основным запорным узлом
огнетушителя, при открытии которого огнегасящнй состав выбра-
сывается из баллона в магистраль системы пожаротушения.

Пироголовка состоит из корпуса /, упорной крышки 6, клапана
11 со штоком 7, пружины 8, муфты 5, цанги 9, корпуса замка 10,
стопоров 12 и 14 и полукольца 13. Ппроголовка закреплена на пе-
реходнике огнетушителя гайкой 2. Механизм пир'оголовки в кор-
пусе 1 фиксируется контргайкой 4. Огнегасящий состав из балло-
на в систему подается через штуцер 3.

Пироголовка срабатывает следующим образом. При подаче
электрического импульса на пиропатроны ПП-3 оба пиропатрона
взрываются и газы через отверстия в корпусе поступают в газо-
вую камеру, откуда по сверлениям в корпусе замка 10 подаются
под муфту 5. Напором газов муфта 5 перемещается вверх и осво-
бождает цангу 9. Под напором сжатого воздуха в огнетушителе,
действующего на клапан 11, шток 7, раскрывая цангу 9, вместе

с клапаном перемещается вверх, огнетушитель открывается и ог-
негасящий состав через рабочий штуцер 3 выбрасывается в магист-
ральный трубопровод и далее через коллекторы — в зону пожара.

После истечения огнегасящего состава и падения в баллоне на-
пора пружина 8 закрывает клапан И, не допуская наполнения ог-
нетушителя составом при срабатывании следующей очереди.
При этом шток 7 остается в верхнем положении, и выступающая
верхняя часть штока 7 показывает, что пироголовка сработала.

Блок противопожарных кранов 781100 (рис. 147) состоит
из корпуса 3, в который ввернуты один входной 6 и два выходных
1 штуцера. В каждом вы-

ходном штуцере 1 установ-
лен клапан 2, прижатый к
седлу штуцера пружиной 7.
Клапан 2 соединен со што-
ком 4 электромагнита 5.

При подаче сигнала на
электромагнит 5 от исполни-
тельного блока системы
ССП-2А или от щитка по-
жаротушения шток 4 элек-
тромагнита втягивается и,
преодолевая натяжение пру-
жины 7, открывает клапан 2,
предоставляя тем самым
путь огнегасящему составу
от штуцера 6 к штуцеру 7.

Рис. 147. Блок клапанов противопожарных
Основные рекомендации по техническому обслуживанию
силовой установки

Система подвески двигателя осматривается и проверяется в со-
ответствии с регламентом технического обслуживания. В процессе
эксплуатации визуально, с помощью лупы 10-кратного увеличения
контролируют сварные узлы и швы; проверяют контровку гаек, нет
ли царапин, вмятин, нарушения лакокрасочного покрытия и корро-
зии на подкосах и стойках. Рама двигателя, на которой обнару-
жены трещины в сварных узлах, заменяется новой.

Демпферы, срок службы которых истек, заменяются новыми.
Новые демпферы, пролежавшие на складе один год, перед установ-
кой необходимо подвергнуть статическим испытаниям на разрыв-
ной машине.

Перед испытанием задние демпферы подвергаются предвари-
тельному растяжению усилием 2100 кгс и сжатию усилием 1800 кгс.
Передние демпферы подвергаются обжатию в радиальном на-
правлении усилием 3400 кгс и в осевом направлении усилием
1000 кгс. Деформации при предварительном обжатии не измеря-
ются. Статические испытания демпферов проводятся не ранее чем
через два часа после предварительного обжатия. Величины нагру-
зок и соответствующие им деформации для задних демпферов ука-
заны в табл. 6, для передних — в табл. 7.

Отсчитываются нагрузки и определяются деформации через
1—2 мин после нагружения.

Таблица 6

Характеристика статической нагрузки	Величина нагрузки, кгс	Деформация резины, мм
Растягивающая нагрузка	200	От 0,7 до 1,2
Максимальная эксплуатационная рае-	2100	От 2,4 до 3,2
тягиваюгцая нагрузка		
Сжимающая нагрузка	200	От 0,6 до 1,2
Максимальная эксплуатационная ежи-	1800	От 2,3 до 3
мающая нагрузка		

Таблица 7

Характеристика статической нагрузки	Величина нагрузки, кгс	Деформация резины, мм
Нагрузка в радиальном направлении  Максимальная эксплуатационная нагрузка в радиальном направлении  Нагрузка в осевом направлении  Максимальная эксплуатационная нагруз- ка в осевом направлении	800  3400  400  1000	От 1,2 до 1,7  От 2,8 до 3,9  От 0,8 до 1,2  От 1,6 до 2,2
После снятия каждого из видов нагрузки (через 5 мин) опре-
деляют величину остаточной деформации. Она для переднего демп-
фера (в радиальном и осевом направлении) и для заднего (после
растяжения и сжатия) не должна превышать 0,1 мм.

При замене рамы подвески двигателя или отдельных подкосов
и стоек убеждаются в правильности положения оси двигателя,
пользуясь нивелировочной схемой. Если положение оси смещено,
ее нивелируют регулировочными муфтами на подкосах и стойках.
После нивелировки проверяют перекрытие контрольных отверстий
тандсрной муфты; отверстия должны быть перекрыты. Гайки кре-
пления рамы к переднему шпангоуту гондолы затягивают с мо-
ментом 3000±250 кгс-см.

Капоты и гондолы осматривают в сроки, установленные регла-
ментом технического обслуживания. Во время осмотров проверяют:
нет ли трещин в обшивке и узлах крепления, вмятин и царапин
на обшивке, ослабления заклепок, нарушения антикоррозионного
покрытия, разрушения контровок, и вместе с этим — исправность
герметизирующих устройств. Кроме того, проверяют, надежно
ли установлен обтекатель втулки винта на диске и зафиксирован
ли замком. После замены обтекателя проворачивают винт и прове-
ряют равномерность зазора между обтекателем втулки винта и об-
текателем редуктора, который должен составлять 16,7± 1 мм. За-
зор между обтекателями комлей лопастей и коком должен быть
в пределах 3±1 мм.

При замене обтекателя редуктора проверяют высоту ступеньки
по посадочному месту корпуса редуктора, которая не должна пре-
вышать ±0,6 мм.

В процессе эксплуатации зазор между боковыми крышками ка-
пота и передним силовым шпангоутом должен быть равномерным
и находиться в пределах 9,5± 1 мм.

При замене воздухозаборника проверяют зазор между срезом
туннеля и маслорадиатором, который должен находиться в преде-
лах 4±2 мм. Кроме того, проверяют размер ступеньки между флан-
цем воздухозаборника и фланцем двигателя, которая должна быть
в пределах ±0,6 мм.

После полетов смывают копоть с бортов гондолы у выхлопной
трубы, а также осматривают и прочищают дренажные отверстия
внизу задней части гондолы.

При осмотре системы выхлопа и обдува проверяют, нет ли тре-
щин по сварным швам, прогара удлинительной трубы, разрежения
контровок и ослабления крепления трубы.

Если в трубе и на ее кожухе образовалась копоть, ее смывают
керосином или 3%-ным водным раствором нейтрального мыла,
а затем чистой водой с последующим протиранием насухо. Тре-
щины на удлинительной трубе длиной до 10 мм засверливают с двух
концов сверлом диаметром 3 мм. Трещины длиной свыше 10 мм
не допускаются.

Кожухи удлинительных труб, имеющие трещины, к дальнейшей
эксплуатации не допускаются и подвергаются ремонту.
Обслуживание управления двигателями заключается в дефекте
ции, уходе и регулировании.

Регулирование системы управления двигателями выполняете
в случаях вытяжки тросов, ремонта системы для устранения пс
вреждений, замены тросов и двигателей (регулируется полетны
малый газ).

При осмотре системы управления двигателями в процесс
эксплуатации проверяют: нет ли заершенности тросов, пзломое
потертостей, обрывов прядей и коррозии (особенно в местах пере
гибов на роликах); натяжение тросов и заделку их в наконечни
ках, а также исправность контровок.

При техническом обслуживании системы управления двигате
лями добиваются, чтобы усилия, прилагаемые для передвиженш
рычагов управления, не превышали 3 кгс. Ход рычагов на пульп
управления должен обеспечивать полный ход рычагов на агрегата:
АДТ-24 мм. В крайних положениях рычаги на пульте управлеши
могут пружинить от упоров на 2—4 мм.

Резьбовые наконечники тандеров должны быть ввернуты в муф
ты на одинаковую длину, при этом резьба наконечников не должнг
выходить из муфт более чем на три нитки.

Зазоры должны быть:

между тросами и подвижными деталями — не менее 10 мм;

между тросами и неподвижными деталями — не менее 5 мм;

между тросом и ребордой ролика — не менее 0,1 мм;

между ребордами роликов и валиками-ограничителями — в пре-
делах от 0,15 до 1 мм;

между ребордами двух соседних роликов —не менее 0,2 мм;

между ребордами роликов и щеками кронштейнов-—в пределах
от 0,4 до 0,9 мм.

В случае замены тросовой проводки тросы подвергаются пред-
варительной вытяжке. Смонтированная проводка перед окончатель-
ным натяжением подвергается предварительному натяжению уси-
лиями, соответствующими температурам —50°, +50° и + 20сС,
определяемыми по графику (см. рис. 62). Окончательное натяже-
ние устанавливается и проверяется тензометром при температуре
+ 20 ±10° С.

После замены тросовой проводки и регулировки натяжения
проверяют смещение гермовыводов от осей тросов, которое не дол-
жно превышать 3 мм в любую сторону. При крайних положениях
рычагов управления двигателями расстояние от наконечника тро-
са до точки сбега троса с ролика должно быть не менее 20 мм.
Величина люфта (свободного хода) в проводке управления опреде-
ляется приложением к рычагу усилия 2 кгс и не должна превы-
шать 3 мм.

При установке рычагов в положения «Земной малый газ»
и «Взлетный режим» показания УПРТ-2 и стрелки на лимбе
АДТ-24М должны быть соответственно равны 0 и 87—100°,
при этом рычаги на пульте в крайних положениях не должны до-
ходить 5 мм до конца прорези. Синхронность показаний по лимбу
АДТ-24М и УПРТ-2 проверяется через каждые 10° и не должна
расходиться более чем на ± Г.

Несинхронностъ в отклонении рычагов управления двигателем
на всех режимах, кроме режимов малого газа, не должна превы-
шать 15 мм между центрами головок рычагов. На режимах малого
газа центры головок рычагов должны совпадать.

При регулировке полетного малого газа производят следующие
операции: упоры полетного малого газа (УПМГ) устанавливают
так, чтобы крайние положения находились на 131,° и 231io, а про-
межуточные — на 15iio, 171^, 1911», 21110 по шкале указателя по-
ложения рычага топлива при плавной уборке рычагов управления
двигателями, а также при резкой равномерной уборке рычагов
с усилием на упорах 5—7 кгс.

При приложении усилия к рычагам на упорах полетного мало-
го газа до 15 кгс показания по указателю положения рычага топ-
лива должны быть в пределах указанных допусков.

Проверка регулировки полетного малого газа при резкой убор-
ке рычагов управления двигателем производится следующим об-
разом:

а)	рычаг управления упором полетного малого газа устанавли-
вают на одно из делений от —10 до +60°;

б)	рычаг управления двигателем устанавливают на 20+2°;

в)	динамометр крепят одним концом за рычаг управления дви-
гателем. Придерживая рычаг рукой, прикладывают ко второму кон-
цу динамометра усилие 5—7 кгс и отпускают рычаг управления
двигателем. В этом случае рычаг устанавливается на упор полет-
ного малого газа со щелчком и показания должны быть не менее
13-10, (Применять пружинный динамометр с ходом не менее 40 мм
при усилии 5—7 кгс);

г)	замер производят динамометром приложением усилий под го-
ловку (ручку) рычага управления двигателем;	>

д)	расхождение между показаниями указателя положения ры-
чага топлива и лимба агрегата АДТ-24 не должно превышать ± 1°
при прямом и обратном перемещении рычага управления двигате-
лем во всем диапазоне перемещения.

Обслуживание маслосистемы

Заправка маслосистемы маслом. Маслосистемы двигателей АИ-24
заправляются смесью масел по объему: 75% трансформаторного
(или МК-8) и 25% МК-22 (илиМС-20).

Общая емкость маслосистемы одного двигателя 62—64 л, об-
щая емкость маслобака 40 л, максимальная заправка маслобака
37 л. При полете продолжительностью не более 3 ч бак заправляют
маслом не менее 34 л, при полете продолжительностью более 3 ч
заправка маслобака должна быть 37 л. Заправка маслом произ-
водится маслозаправщиком, имеющим исправные фильтрующие,
заборные и раздаточные устройства. Заливные горловины, фильтр
и агрегаты, соединенные с внутренней полостью маслозаправщ!
ка, должны быть опломбированы. На масло у маслозаправщик
должен быть паспорт с отметкой инженера, разрешающег
заправку.

Перед заправкой убеждаются в чистоте заливной горловин;
маслобака и в наличии в ней сетки, а также проверяют чистот
заправочного пистолета и его фильтра; заземляют маслозапра!
щик. Запрещается производить дозаправку маслобака до полнот
останова двигателя.

Давление масла при работе двигателя на всех режимах на зел*
ле должно быть 4+0-5 кгс/см2, а на всех режимах в полете — не ниж
3,5 кгс/см2.

Рекомендуемая температура масла на входе в двигатель, °C:

Нормальная............................ от	70 до 80

Минимальная.......................... 40

Максимальная в течение не более 10 мин .	90

На режимах от малого газа до 0,4 номина-
ла в течение не более 15 мин........ 100

Максимально допустимый расход масла в процессе работы двг
гателя составляет 1 л/ч.

При полностью заправленном маслобаке после запуска двигать
ля и загрузки винта в баке должно остаться не менее 30 л маслг
Уход масла в двигатель при запуске свыше 10 л не допускается.

Масло сливается в следующих точках:

из маслобака— через сливные краны флюгерного насоса и ч(
рез кран насоса подпитки;

из маслорадиатора — через сливную пробку маслорадиатора;

из двигателя — через краны на лобовом картере, на входно;
патрубке насоса подпитки и флюгер-насоса, а также через фильт
ры лобового картера и регулятора оборотов.

При осмотре маслосистемы убеждаются:

в отсутствии вмятин, забоин, царапин, трещин и нарушений аг
тикоррозионных покрытий на трубопроводах и агрегатах системь
трещин на дюритах, потертостей на шлангах;

в надежности креплений дюритовых и ниппельных соединен™
в наличии зазоров между деталями каркаса и трубопроводам
(зазор между неподвижными деталями и трубопроводами долже
быть не менее 5 мм, а между подвижными деталями и трубопрс
водами — не менее 10 мм);

в чистоте дренажных трубопроводов (проверяется профильтрс
ванным сжатым воздухом давлением 0,2±0,05 кгс/см2 при разоС
щенных магистралях: маслобак — флюгерный насос, маслобак-
насос подпитки, дренажный бачок — воздухоотделитель).

После замены агрегатов или трубопроводов маслосистемы испь
тывают систему на герметичность в течение 10 мин давление;
0,15 кгс/см2 сухим профильтрованным сжатым воздухом.
В зимнее время при температуре от —15° до —40° С перед за-
пуском прогревают маслосистему и двигатель горячим воздухом
с температурой на выходе не выше 80° С. При температуре окру-
жающей среды ниже —40° С масло из маслосистемы сливают.
Проверку винта АВ-72 на частичное и полное флюгирование раз-
решается производить лишь после прогрева двигателя до темпе-
ратуры масла на входе не ниже 25° С и трехкратного переключения
винта с малого на большой шаг.

На неработающем двигателе разрешается однократное включе-
ние флюгерного насоса при температуре масла в системе не ни-
же — 10° С.

Промывка маслобаков производится при замене двигателей
после выработки ресурса или при обнаружении загрязнителя либо
стружки.

Перед снятием маслобака с самолета сливают масло из масло-
бака и флюгер-насоса; отсоединяют шланги и патрубки откачки
и возврата масла и металлизацию. После чего разъединяют ленты
крепления маслобака и снимают маслобак.

Перед промывкой снимают с маслобака масломер, масломер-
ную линейку и фильтр; глушат отверстия в маслобаке специаль-
ными пробками или заглушками и заливают в него керосин.

Промывают маслобак сильным взбалтыванием по следующей
технологии:

а)	не переворачивая маслобак, открывают заливную горловину
и сливают керосин в емкость через перкалевую ткань, покрываю-
щую отверстие тары для слива;

б)	маслобак располагают днищем вниз, закрывают пробкой
сливное отверстие, через заливную горловину заливают 15 л керо-
сина. Сильно взбалтывая, промывают маслобак под перегородкой
и сливают керосин в тару;

в)	заливают в маслобак через заливную горловину 28 л кероси-
на, затем сливают находящийся под перегородкой (не трогая керо-
сина в кармане маслобака) керосин и, взбалтывая, промывают кар-
ман. Из кармана керосин удаляют через отверстие подачи масла
к насосу подпитки;

г)	промывку маслобака повторяют до получения при сливе ке-
росина чистой перкалевой ткани;

д)	промывают в керосине и устанавливают на маслобак масло-
мерную линейку и фильтр;

е)	испытывают маслобак на герметичность, для чего опускают
его в емкость с водой и создают в нем избыточное давление
0,2 кгс/см2. В случае течи маслобак заменяют;

ж)	проверив на герметичность, продувают маслобак (открыв
все отверстия) сжатым воздухом давлением 0,2 кгс/см2 в течение
5 мин;

з)	устанавливают масломер: закрывают целлофаном все от-
верстия во избежание попадания в маслобак грязи;

и)	устанавливают маслобак на самолет и подсоединяют все
коммуникации.
Обслуживание топливной системы

При обслуживании топливной системы тщательно следят за со-
стоянием трубопроводов, шлангов, дюритовых и ниппельных соеди-
нений. Трубопроводы не должны иметь вмятин, забоин, глубоких
царапин и других повреждений. Зазоры между неподвижными дета-
лями каркаса п трубопроводами должны быть не менее 5 мм,
а между подвижными частями и трубопроводами — не менее 10 мм.

При низких температурах (0°С и ниже), а также при длитель-
ных полетах (до 5 ч), когда возможно значительное понижение
температуры топлива в баках, для предотвращения образования
кристаллов льда в топливе применяют жидкость «И» или «ТГФ».
Эти жидкости добавляются в топливо (при наличии тройной
фильтрации) в количестве 0,1% к заправляемому объему топлива.

Во избежание образования инея на стенках баков при длитель-
ной стоянке баки заправляют полностью. При осмотрах силовой
установки особое внимание уделяют соединениям труб, манжет-
ным и сальниковым уплотнениям агрегатов, так как при низких
температурах резина частично теряет эластичность.

Замена топливных баков производится при появлении пробоин,
расслоения и негерметичности.

Баки снимают следующим образом. После слива топлива само-
лет устанавливают на гидроподъемники; под двигатель и под крыло
устанавливают подставки, снимают силовую панель крыла, откры-
вают монтажный люк топливного бака и производят демонтаж
арматуры бака.

Резиновые баки следует заменять при плюсовых температурах,
для обеспечения которых при отрицательных температурах наруж-
ного воздуха на самолете в зоне расположения контейнера с баком
оборудуется тепляк.

При монтаже баков на самолет температура их должна быть
не ниже 10° С. Подтяжка фланцев баков к посадочным местам
допускается не более 10 мм в любую сторону. Соединения топлив-
ных баков затягивают тарированными ключами в соответствии
с табл. 8.

Соединения затягивают тарированным ключом с переходни-
ком, при этом удлинение плеча тарированного ключа не
допускается. Усилие к тарированному ключу прикладывают
к середине рукоятки, а ключ и переходник располагают в одну
линию. Если переходник изогнутый, то прямую линию с ключом
должен составлять хвостовик переходника, надеваемый на ключ.

Подкачивающие насосы. Перед установкой на самолет подкачи-
вающие насосы (агрегаты 463, ЭЦН-14БД) расконсервируют,
внешним осмотром убеждаются в его исправности и устанавливают
взамен снятых.

В процессе эксплуатации насосов дренажный и вентиляционный
каналы, а также электропровода предохраняют от попадания извне
Таблица 8

Арматура и агрегаты	иа болте, кгс-см	Переходник к ключу 54491-03-022	Миг, на ключе, кр кгс-см
Монтажный люк бака	64 ±6.5	24-9020-9	48 ±5
Датчик топливомера к фланцу	65 ±5	24-9020-9	48 ±5
Дренажный угольник к фланцу	50 ±5	24-9020-9	38
Заливная горловина к фланцу	38 ±4	24-9020-8	29 ±3
Подкачивающие насосы (агр. 463) к фланцам	64±6,5	24-9020-9	48 ±5
Соединительный дренажный фла- нец	93 ±9	24-9020-15	70 ±6,5
Фланцы межбакового соединения	170 ±17	24-9020-35	110± 11
Болты крепления фланца заправки крана:	93 ±9	24-9020-15	70 ±6,5
для бака-кессона (под ключ 11 мм)	64 ±6,5	24-9020-15	70 ±6,5
для мягкого бака (под ключ 14 мм)	93 ±9	24-9020-15	70 ±6,5

керосина, масла или какой-либо другой жидкости, особенно в про-
цессе работ, связанных с монтажом и демонтажом их на самолете;
фильтр насоса периодически проверяют и промывают.

При проверке подкачивающих насосов, включенных в работу,
убеждаются, что в них нет посторонних шумов.

Топливные краны в процессе эксплуатации проверяются на гер-
метичность в закрытом положении и правильность срабатывания
световой сигнализации в крайних положениях («Открыто» и «За-
крыто») .

Пожарные краны и кран кольцевания имеют сигнализацию толь-
ко открытого положения. При открытом пожарном кране горит
зеленая сигнальная лампа; при открытом кране кольцевания горит
желтая сигнальная лампа.

Герметичность перекрывных кранов и крана кольцевания про-
веряют следующим образом:

переводят их в закрытое положение, открывают сливной крап
у топливного фильтра. При включении одного из подкачивающих
насосов убеждаются, что кран в закрытом положении не пропуска-
ет топливо (нет течи через открытый кран топливного фильтра).

При проверке герметичности крана кольцевания пожарный кран '
и кран слива топлива на одном из двигателей должны быть от-
крыты. Если кран кольцевания герметичен, то при работе правых
подкачивающих насосов из шланга на левом двигателе топливо
вытекать не будет.

Световую сигнализацию крайних положений перекрывных кра-
нов и крана кольцевания проверяют переводом переключателей
в положение «Открыто» и «Закрыто».

В процессе эксплуатации проверяют:

надежность контакта во всех соединениях проводов;
правильность установки щеток в гнездах щеткодержателей;

положение пружин, прижимающих щетки к коллектору в элек-
тромеханизмах М3 К-2. Щетки должны легко ходить в гнездах,
без качки и без заеданий, нажимная пружина не должна иметь
перекосов.

После замены агрегатов топливная система проверяется на гер-
метичность с помощью установки, оборудованной воздушным бал-
лоном с фильтром, редуктором 150±5 кгс/см2 и манометром с точ-
ностью измерения 0,05 кгс/см2. Система считается герметичной,
если давление топлива в ней с 5 кгс/см2 в течение 10 мин упадет
не более чем на 0,15 кгс/см2 вследствие стравливания воздуха че-
рез краны заправки. Герметичность соединений должна быть абсо-
лютной.

Особенности эксплуатации топливной системы в зимних усло-
виях. В период зимней эксплуатации топливной системы выполняют
следующие мероприятия:

а)	во избежание образования инея на стенках топливных баков
при длительной стоянке баки полностью заполняют топливом;

б)	своевременно сливают отстой из топливной системы. В слу-
чае замерзания конденсата у сливных кранов топливных фильт-
ров и баков слив его становится невозможным, поэтому для слива
конденсата подогревают сливные краны теплым воздухом от назем-
ных средств подогрева;

в)	при осмотрах силовой установки особое внимание обращают
на соединения трубопроводов топливной и масляной системы, ман-
жетные и сальниковые резиновые уплотнения агрегатов, так как
при низких температурах наружного воздуха резина частично те-
ряет эластичность, и возможны случаи подтекания топлива
или масла;

г)	для предотвращения забивания и закупоривания льдом выво-
дов дренажа топливных баков добиваются их чистоты.

Обслуживание системы контроля вибраций
виброаппаратурой ИВ-41

После установки и монтажа двигателя или виброаппаратуры
на самолете проверяют установкой УПИВ-41Б правильность мон-
тажа и калибровку показывающих приборов.

Замер виброперегрузок двигателя по показывающему прибору
данного двигателя на земле производят на режимах: минимальном
(на равновесных оборотах); крейсерском (указатель положения
рычага топлива 51 ±2°); номинальном (указатель положения ры-
чага топлива 63±2°). Значения виброперегрузок по показываю-
щему прибору на земле считаются нормальными, если они не пре-
вышают 4,5 g. Если значение виброперегрузок превышает 4,5 g,
то виброаппаратура и двигатель подлежат проверке.

Настройка включения сигнальной лампы и установки механи-
ческого указателя производится для каждого двигателя на вели-
236
чину виброперегрузки 5,5 g. Настройку включения сигнальной лам-
пы осуществляют установкой УПИВ-41Б. В случае, если проверка-
ми не выявлены причины увеличения виброперегрузок, то заменяют
датчик МВ-25Г п проверяют виброперегрузки по его показаниям.
Если и в этом случае виброперегрузки двигателя превышают вели-
чину 4,5 g, то двигатель заменяют.

Обслуживание противопожарной системы

Противопожарную систему осматривают и проверяют в соот-
ветствии с регламентом технического обслуживания. В процессе
эксплуатации визуально контролируют состояние трубопроводов
и противопожарных коллекторов и их соединений. Трещины и вмя-
тины трубопроводов и коллекторов не допускаются. Зазоры между
трубопроводами и деталями каркаса должны быть не менее 3 мм,
а между деталями двигателя и трубопроводами — не менее 5 мм.
Кроме того, при визуальных осмотрах проверяют надежность
крепления агрегатов и трубопроводов системы, а также правиль-
ность зарядки баллонов путем сравнения давления в них при дан-
ной температуре с давлением, указанным на таблице, укрепленной
на лючке гондолы двигателя.

ГЛАВА VII

ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Самолет Ан-24 совершает крейсерский полет на значительных
высотах. Давление наружного воздуха с подъемом на высоту
уменьшается и на больших высотах достигает величины, при кото-
рой человеческий организм не может функционировать нормально.
Одним из мероприятий, обеспечивающих на больших высотах нор-
мальную жизнедеятельность человеческого организма, является
создание герметических пассажирских кабин.

Высотное оборудование призвано обеспечивать и поддерживать
в герметической кабине самолета необходимые пассажирам жиз-
ненные условия и комфорт при полете на больших высотах.

На самолете Ан-24 применена герметическая кабина вентиля-
ционного типа. Высотное оборудование включает в себя систему
кондиционирования и систему регулирования давления воздуха
в кабине самолета.

Система кондиционирования воздуха

Принципиальная схема системы представлена на рис. 148. Си-
стема кондиционирования воздуха обеспечивает наддув, отопле-
ние (или охлаждение) пассажирской кабины.
Иьдавидуа^ь ча я Вснти.Щ” я

Рис. 148. Схема системы конди

/ — выключатель вентиляции гермокабины; 2 —указатели расходомера воздуха УРВК-18;
реключатель ПН2ПГ-15К управления правой системой массовой подачи воздуха; 5 — пере
поступающего в кабину из левой системы; 6 — переключатель 2ППНКГ-15К автоматического
ПНГ-15К ручного управления системой регулирования температуры воздуха, поступающего
воздушный 1639А; 10 — воздухозаборник; // — туннель воздухо-воздушного радиатора выход
да воздуха; 14 — турбохолодильннки 1277Д; /5 — кран запорный; /б —патрубок отбора возду
ха — трубка Вентури; 20 — реле ограничения температуры нагнетаемого воздуха; 21 —
чик П-1 температуры воздуха, нагнетаемого в кабину (из комплекта АРТ-56-6); 23 — клапан
2ТУЭ-111); 25— прибор командный 1300ЕТ системы АРВП; 26 — кран подачи распределитель
наземного кондиционера; 29—трубопроводы обогрева туалета; 30 — кожух электромоторов;
2176Б; 34— краны соленоидные 772; 35—датчики П-9 температуры воздуха в пассажир
делительными кранами; 38— датчики П-9 температуры воздуха в пассажирской кабине (из
зацни температуры системы АРТ-56-6; •// — верхний распределительный короб; 42— нижний
45 — фильтр воздушный 11ВФ12-1; 46— краны обогрева ног пилотов; 47— трубопровод обогрева
пажа; 49— задатчик 2400Т температуры воздуха в кабинах; 50— указатель ТВ-I темпера
мого в кабину (из
ционирования воздуха:

3— переключатель ПН2ПГ-15К управления левой системой массовой подачи воздуха; 4 — пе-
ключатель ПНГ-15К ручного управления системой регулирования температуры воздуха,
управления системой регулирования температуры воздуха в кабине; 7 — переключатель
в кабину из правой системы; 8 — заслонка выходного туннеля; 9 — радиатор воздухе-
ной; 12— каналы отвода воздуха от вентилятора турбохолодильиика; 13 — жалюзи для выхо-
ха от двигателя; 17 — кран смесительный; 18— компенсатор; 19—датчик расходомера возду-
термореле 4463BT-I и 4463ВТ-44 ограничения температуры нагнетаемого воздуха; 22— дат-
обратный; 24 — датчик П-1 температуры воздуха, нагнетаемого в кабину (из комплекта
ный воздуха в короба и панели; 27 — труба кольцевания; 28 — штуцер для подключения

31 — вентилятор ДВ-1КМ; 32—короб наземного кондиционера; 33—клапаны выпускные
ской кабине (нз комплекта ТВ-19); 36 — термореле 4463ВТ-23; 37 — реле управления распре-
комплекта АРТ-56-6); 39—блок 2459Т управлеиия системой АРТ-56-6; 40 — блок синхрони-
распределительный короб; 43 — кран обогрева ног радиста: 44 — регулятор давления 2077;
стекол фонаря кабины; 48 — краны подачи воздуха на обогрев стекол фонаря кабины зкн-
туры воздуха (из комплекта ТВ-19); 5/ —указатель 2ТУЭ-1 температуры воздуха, нагиетае-
комплекта 2ТУЭ-П1)
Воздух в систему кондиционирования отбирается за десятой
ступенью компрессора каждого двигателя. При работе системы
в кабину поступает 1440 кг воздуха в час, что обеспечивает 25-крат*
ный обмен воздуха за это же время.

Воздуха, поступающего в кабину от каждого из двигателей, взя-
того в отдельности, вполне достаточно для обеспечения наддува
гермокабины. Таким образом, при отказе одного из двигателей
в полете работа системы кондиционирования обеспечивается пол-
ностью. Высокие надежность и живучесть системы обеспечиваются
трубой кольцевания 27. При отказе одного из участков системы
обратный клапан 23 закрывается и не дает возможности расходо-
вать воздух в отказавший участок системы. От трубы кольцевания
охлажденный воздух поступает также в кабину пилотов.

В каждом из участков системы установлены следующие основ-
ные агрегаты: воздухо-воздушный радиатор 9, турбохолодильники
14, смесительный кран 17, распределительный кран 26.

Работа системы. Воздух от двигателя через запорный кран
15 поступает в две линии: холодную и горячую. По горячей линии
воздух подается к смесительному крану 17, по холодной линии —
в воздухо-воздушный радиатор (ВВР) 9, а от него — в смеситель-
ный кран, либо напрямую, либо через турбохолодильники 14, ко-
торые включаются в том случае, если воздух в воздухо-воздушных
радиаторах охлажден недостаточно. Температура воздуха в ВВР
снижается с 230—250° до 60—70° С, а на турбохолодильнике —
на 40- 75° С.

Из смесительного крана воздух, охлажденный до температуры
18—22° С, поступает через обратный клапан 23 и распределитель-
ный кран 26 в короба и панели гермокабины самолета. Темпера-
тура поступающего воздуха поддерживается автоматически через
реле 20 ограничения температуры, управляющее заслонкой смеси-
тельного крана 17, или вручную из кабины пилотов переключате-
лями 5 и 7.

Для охлаждения гермокабины на земле при неработающих дви-
гателях воздух в систему кондиционирования нагнетается из атмо-
сферы двумя вентиляторами 31. Затем от вентиляторов воздух по-
ступает по плоскому коробу, расположенному на потолке пассажир-
ской кабины, в короб 32, распределяющий воздух от назем-
ного кондиционера, далее через короба в багажных полках пас-
сажирской кабины — к индивидуальной вентиляции по посадочным
местам.

При достижении избыточного давления в коробах свыше
0,01 кгс/см2 открываются разгрузочные клапаны, впускающие воз-
дух в гермокабину. Напор открытия разгрузочных клапанов выбран
из условия обеспечения прочности коробов.

При работе системы кондиционирования на стоянке и во время
руления, когда скоростной напор мал, воздух, поступающий в воз-
духо-воздушный радиатор 9, охлаждается потоком окружающего
воздуха, прогоняемого через радиатор вентиляторами турбохоло-
дильников 14. При этом заслонка 8 закрывается.
/ Z	3

. *

Рис. 149. Схема движения воздуха в гермо-
кабине:

I — на панели; II— на короба; 1— кабина эки-
пажа; 2 — кабина пассажирская; 3 — буфет;

4 — туалет; 5 — отсек багажный; 6 — коробка кла-
панная; 7 — отверстия дренажные; 8—кран рас-
пределительный;	9 — трубопровод;	10 — короб

распределительный нижний; II — короб распреде
лительный верхний

Охлаждение или подо-
грев гермокабины можно
производить также от на-
земного кондиционера,
который подсоединяется
к штуцеру 28.

В пассажирской каби-
не 2 (рис. 149) применен
панельный способ обогре-
ва и охлаждения возду-
ха. При обогреве из об-
щего вертикального тру-
бопровода 9 воздух попа-
дает в нижние распреде-
лительные короба 10. Че-
рез щели в коробах воз-
дух выходит в простран-
ство между декоративной
обшивкой и теплозвуко-
изоляцией отсеков гермо-
кабины 1 и 2 и, переме-
щаясь вверх, охлаждает-
ся, отдавая в кабину
большую часть тепла. По-
ступает воздух в кабину

через щели между потолочными панелями. В задний багажный
отсек 5, буфет 3 и туалет 4 воздух поступает из нижиих
лируется кранами 46 и 43.

Для ускоренного охлаждения пассажирской кабины воздух по-
падает в верхние распределительные короба 11 через распредели-
тельные краиы 8, затем поступает в пассажирскую кабину 2 через
решетки, расположенные в верхней части каждого распределитель-
ного короба.

В кабине экипажа 1 применен конвективный способ отопления.
Из общего трубопровода воздух поступает в кабину экипажа и раз-
ветвляется на систему трубопроводов для обогрева стекол фонаря,
ног пилотов и радиста. Для обогрева стекол фонаря воздух посту-
пает из трубопровода 47 (см. рис. 148) со щелевыми насадками
и регулируется вручную кранами 48. Воздух для обогрева ног
пилотов и радиста поступает по отдельным трубопроводам и регу*
лируется кранами 46 и 43.

Из гермокабины воздух выбрасывается через выпускные клапа-
ны 33 системы регулирования давления.

Для управления системой кондиционирования применена дис-
танционная электрическая система управления. Исполнительными
механизмами являются краны 17 и 26, управляемые переключате-
лями 3—7, которые расположены на правом пульте пилота.

При работе системы кондиционирования контролируются и регу-
лируются следующие параметры:
а)	подача воздуха, определяемая по указателю 2, установлен-
ному на средней панели приборной доски; датчиком служит трубка
Вентури /9;

б)	температура воздуха, поступающего в кабину, которая опре-
деляется по указателю 51 электрического двухстрелочного термо-
метра с датчиками 24, установленному на правой панели приборной
доски;

в)	температура воздуха в кабине экипажа, определяемая по ука-
зателю 50, установленному на приборной доске;

г)	температура воздуха в пассажирской кабине, определяемая
по термометру 50 с датчиками 38\ указатель установлен на цент-
ральной панели приборной доски.

Для проверки кабины на герметичность в правом электроотсеке
на стенке шпангоута № 4 имеются два штуцера. Через один из них
воздух от наземного компрессора подается на наддув кабины,
ко второму присоединяется контрольный манометр.

Регулирование массовой подачи воздуха. Подача воздуха регу-
лируется запорными кранами 15 (см. рис. 148) отбора воздуха
от компрессора двигателя вручную или автоматически, переклю-
чателями 3 и 4, которые имеют положения «Открыто», «Закрыто»
и «Автомат».

Автоматическое регулирование подачи воздуха производится
системой АРВП, состоящей из двух комплектов для регулирования
подачи воздуха от каждого двигателя в отдельности. Переключа-
тели управления запойными кранами установлены на правом пуль-
те пилотов.

На самолете установлено два комплекта АРВП: один — для ре-
гулирования подачи воздуха от правого двигателя, второй — от ле-
вого двигателя.

В комплект АРВП входят: датчик подачи — труба Вентури, ко-
торая одновременно служит и датчиком для указателя расходоме-
ра воздуха; командный прибор; исполнительный механизм — за-
порный кран.

Командные приборы установлены под передним зализом центро-
плана. Контроль за количеством подаваемого воздуха от каждого
двигателя осуществляется по указателям расходомеров воздуха
УРВК-18 на средней панели приборной доски.

Регулирование температуры воздуха. Температура воздуха в ка-
бине регулируется с помощью смесительных кранов 17 (см. рис.
148). Выключатели управления смесительными кранами располо-
жены на горизонтальной панели правого пульта пилотов. На пане-
ли установлены переключатель перевода управления кранами
на «Автомат» и «Ручное» и два переключателя «Тепло — Холод»
регулирования температуры подаваемого в кабину воздуха левой
и правой системами. На этой же панели находится рукоятка задат-
чика температуры воздуха.

Температура подаваемого в кабину экипажа воздуха контроли-
руется двухстрелочным электрическим термометром 2ТУЭ-1, уста-
новленным на правой панели приборной доски. Датчики П-1 тем-
пературы воздуха расположены в трубопроводах у нервюр 2а в пе-
реднем зализе центроплана.

Температура в гермокабине контролируется термометром ТВ-1,
установленным на правой панели приборной доски.

Автоматическое регулирование температуры воздуха осущест-
вляется системой автоматического регулирования температуры
(APT), в которую входят: задатчик температуры 49, два датчика
температуры 22 и 38, блок управления 39, исполнительные меха-
низмы — смесительные краны 17 с электромеханизмами, блок син-
хронизации системы 40, два датчика температуры блока синхрони-
зации температуры подаваемого воздуха, термореле 21 — ограничи-
тели температуры воздуха.

Задатчик температуры установлен на правом пульте пилота,
блоки управления и синхронизации — на потолке между шпанго-
утами № 24—26, датчики П-9 — на этажерке шпангоута № 6 11
и на левом борту между шпангоутами № 33 и № 34, датчики П-1
и термореле — в трубопроводах правой и левой систем в носках
центроплана.

Блок управления поддерживает в грузовой кабине температуру,
установленную на задатчике.

Блок синхронизации выравнивает температуру воздуха, пода-
ваемого в кабину по правому и левому участкам системы. Синхро-
низация производится по участку с более низкой температурой
воздуха.

Блоки управления и синхронизации подают сигналы на управ-
ление смесительными кранами импульсами. Этим замедляется
срабатывание кранов и достигается плавное изменение температу-
ры подаваемого воздуха.

Термореле ограничивают температуру подаваемого в кабину
воздуха при автоматическом управлении, предотвращая попадание
инея в кабину при подаче холодного воздуха и перегрев элемен-
тов конструкции при подаче горячего воздуха.

Холодный воздух подается в верхние короба при температуре
в кабине более 20+5° С и в нижние короба при температуре в ка-
бине менее 20±5° С.

Теплый воздух подается только в нижние короба.

Конструктивные и монтажные данные системы кондиционирова-
ния. От смесительного крана 17 трубопровод системы кондициони-
рования проходит в центроплан через противопожарную перегород-
ку по правому борту гондолы двигателя. В центроплане трубопровод
проложен вдоль переднего лонжерона на кронштейнах, обе-
спечивающих термокомпенсацию его в осевом направлении. Между
нервюрами 1 и 2 трубопровод разветвляется на три магистрали,
которые между шпангоутами № 15 и № 17 вводятся в фюзеляж.
Две из них подсоединяются к коробам в пассажирской кабине,
а третья идет в кабину экипажа. Перед вводом в фюзеляж в ма-
гистралях подачи воздуха в короба установлен двухканальный
кран 26 переключения коробов. По правому и левому борту фюзе-
ляжа проложено по два короба 41 и 42.
Короба жесткой конструкции. Верхний короб 41 имеет решетки
в боковой стенке для выхода воздуха в кабину. Верхние короба
соединяются коробом 32, к которому подсоединен на правом борту
штуцер 28 наземного кондиционера.

Нижние короба разделены на две секции: переднюю и заднюю.
В стыках между передней и задней стенками в нижних коробах
сделаны окна для выхода воздуха в пространство между облицов-
кой и теплоизоляцией стенок кабины. Для выхода воздуха в каби-
ну в потолочных профилях имеются жалюзи.

Воздух в нижние короба подается по вертикальным трубам
(стоякам), проложенным по бортам фюзеляжа между шпангоутами
№ 15 и№ 16.

В кабине экипажа магистраль правой системы разветвляется
на три и левой — на четыре трубопровода, по которым воздух под-
водится к стеклам фонаря и кранам 43, 46 и 48 включения обогрева
ног членов экипажа.

В трубопроводе 47 на участке между шпангоутами № 5 и № 6
установлен ручной кран 48 включения обогрева стекол. Для выхо-
да воздуха трубопровод у фонаря имеет щелевые насадки.

Краны 46 и 43 установлены на полу кабины по одному у ног
каждого пилота и бортрадиста. Управление кранами педального
типа.

Агрегаты системы кондиционирования. Турбохолодильник
1277Д служит второй ступенью охлаждения воздуха, подаваемого
от двигателя в гермокабину самолета.

Основные данные

Давление воздуха:
на входе .........

» выходе ....

Перепад температуры
Частота вращения . .
Масса.............

до 5 кгс/см2
1+о.| кгс/см2
до 75° С

до 46 000 об/мин
не более 3,5 кг

Воздух от компрессора двигателя поступает через сопловой
аппарат на турбину. Энергия, затрачиваемая на турбину для ра-
боты вентилятора, снижает давление воздуха до 4 кгс/см2 и тем-
пературу иа 40—75° С.

Турбохолодильники установлены эластично на нижней крышке
капота двигателя. Штуцера трубок для заливки масла в турбохо-
лодильники выведены к левому борту нижней крышки капота.

Запорный кран (рис. 150) предназначен для регулирова-
ния количества подаваемого воздуха в систему кондиционирования.

Кран состоит из корпуса 2 и крышки 5, отлитых из алюминие-
вого сплава. В корпусе 2 на оси 1 установлен поводок 3 с плаваю-
щей заслонкой 6, перекрывающей проходной канал крана. Пла-
вающая заслонка 6 фиксируется на поводке 3 стопорным кольцом
4. Управляет заслонкой 6 электромеханизм 11 (МПК-1), вал 10
которого соединен с осью 1 тягой 8 через рычаги 7 и 9. Электроме-
ханизм выключается при полном закрытии или открытии крана


концевыми выключате-
лями.

Смесительный
кран (рис. 151) пред-
назначен для смешения
холодного, теплого и го-
рячего воздуха в пропор-
ции, заданной кабинным
задатчиком температу-
ры 49 (см. рис. 148).

Корпус 6 крана (см.
рис. 151) отлит из алю-
миниевого сплава. В нем
на двух подшипниках 4
электромеханизмом 7
(МЗК-13БТВ) на валу 5
вращается сферическая
стальная заслонка 3, к
которой пружинами 8
прижимаются три притер-
тые бронзовые втулки 10.
Уплотнение зазора меж-
ду втулками 10 и кор-
пусом 6 достигается коль-
цами из термостойкой
резины. Перемещение за-
слонки 3 ограничивается
упором 2.

Корпус 6 крана имеет
три входных канала Б, к
первому из которых пода-
ется горячий воздух от
компрессора двигателя, ко
второму подается теп-
лый воздух от ВВР,
и к третьему — холод-
ный от турбохолодильни-
ков. Крышка 1 крана име-
ет один общий выходной
канал А. Заслонка 3 сво-
им отверстием открывает
полностью один или ча-
стично два входных ка-
нала.

Кран переклю-
чения коробов (рис.
152) предназначен для
переключения подачи воз-
духа в верхние или ниж-

Рис. 150. Кран запорный 34-7603-1100

Рис. 151. Кран смесительный 34-7603-100
Рис. 152. Кран переключения коробов
24-7602-300

ние короба в зависимо
от температуры подав
мого воздуха. В верх:
короба подается ход
ный воздух, а в нижние
теплый.

Корпус 1 крана от.
из алюминиевого спла
имеет два канала с
слонками 2 из нержав»
щей стали. Системой ।
чагов 4 заслонки 2 сб
кпрованы так, что при
крытии одного кан;

другой закрывается, и наоборот. Заслонки перекладываются
одного крайнего положения в другое электромеханпзмом
(МП-5).

Воздухо-воздушный радиатор 1639А служит nepi

ступенью охлаждения воздуха, подаваемого к смесительному к,
ну. Радиатор состоит из большого количества трубок малого се
ния, по которым протекает охлаждаемый воздух. Межтрубное п|
странство радиатора продувается охлаждающим воздухом. I
диатор установлен в нижней крышке мотогондолы.

Основные данные

Охлаждающая поверхность............... 4,69 м2

Перепад температуры................... 150—180° С

Рабочее давление...................... до 5 кгс/см2

Масса................................. не более 11 кг

Кран включения обогрева ног 24-7604-260 — педа.
него типа, имеет педаль для поворота заслонки и пружинн
фиксатор для ее фиксации в определенных положениях.

Кран включения обогрева стекол 24-7604-600 пр
назначен для включения и регулирования обогрева стекол каби
экипажа. Кран имеет ручку для поворота заслонки и фрикциош
устройство для ее фиксации в устанавливаемых положениях.

Обратный кран 24-7601-100 служит для предотвращег
перетекания воздуха из исправной системы в неисправную при
казе одной из них. Кран состоит из шарового корпуса, отлит;
из алюминиевого сплава, и двух лепестков, удерживающихся в
крытом положении пружинами.

Гофрированный компенсатор предназначен для к<
пенсации осевых температурных деформаций. Состоит из гофри,
ванного патрубка из нержавеющей стали с приваренными шарог
ми наконечниками для соединения с трубопроводом. Устойчиво»
патрубка обеспечивается установленным внутри него стаканом.

Трубопроводы, соединения и крепления. Трубопроводы под<
воздуха в системе кондиционирования сварены из листового ма
246
Рис. 153. Типовое разъемное соединение трубопроводов:

/ — болты; 2 — фланцы; 3 — трубы; 4 — кольца; 5 — патрубок турбохолодпльипка; 6 — патру
бок тройника; 7 — полукольцо; 8 — прокладка уплотнительная; 9 — хомут

риала: на участке от двигателя до воздухо-воздушного радиато-
ра— из нержавеющей стали, на остальных участках — из алюми-
ниевых сплавов. Трубопроводы термоизолированы и имеют антикор-
розийное покрытие.

Основным видом соединения труб является шаровой стык
(рис. 153, а, б). Шаровые соединения допускают монтажные и тем-
пературные перекосы в пределах ±3°. Соединение труб с турбо-
холодильниками— фланцевое, с уплотнительной прокладкой
(рис. 153, в).

Трубопроводы системы кондиционирования присоединяются
к элементам конструкции хомутами. В центроплане трубопроводы
крепятся на кронштейнах, допускающих перемещение труб в осе-
вом направлении.

Трубопроводы пневматической связи агрегатов регулирования
давления выполнены из алюминиевых сплавов и гибких шлангов.
Соединение труб и шлангов ниппельное по наружному конусу,
крепление к элементам конструкции осуществляется хомутами
и колодками.

Насадок индивидуальной вентиляции предназначен для регули-
рования расхода воздуха и направления его струи. Он состоит
из корпуса шара, изготовленного из пресс-порошка, внутри кото-
рого на резьбе установлен насадок, изготовленный из полистирола.
Герметизация насадка обеспечивается установкой войлочного
кольца.

Вентилятор ДВ-1 КМ служит для нагнетания забортного
воздуха в короба багажных головок. Он состоит из корпуса, крыль-
чатки и электродвигателя постоянного тока смешанного возбуж-
дения.

Основные данные

Производительность
Потребляемый ток .
Частота вращения .
Масса............

700 м3/ч
не более 24 А
6500 об/мии
5,25 кг
Обратный клапан — тарельчатого типа. Он установлен
на перегородке шпангоута Кв 40. Клапан дает возможность отби-
рать забортный воздух и герметизировать шпангоут Кв 40 при над-
дуве кабин от двигателя. Клапан состоит из корпуса, отлитого из
алюминиевого сплава, и двух лепестков, прижимаемых к корпусу
пружиной.

Разгрузочный клапан предназначен для стравливания
из короба вентиляции избыточного давления. Клапан состоит из
корпуса и створки, изготовленных из материала АГ-4С. Створка
прижимается к корпусу пружиной. Когда избыточное давление в
коробе становится выше 0,01 кгс/см2, створка открывается, преодо-
левая усилие пружины.

Система автоматического регулирования давления воздуха
в гермокабине

Эта система предназначена для поддержания заданного зако-
на изменения давления воздуха в гермокабине. Она предотвращает
возникновение избыточного давления или вакуума выше допусти-
мых пределов, а также обеспечивает разгерметизацию кабины
в аварийных случаях.

В гермокабине самолета установлен следующий закон измене-
ния давления (рис. 154). С высоты начала герметизации абсолют-
ное давление поддерживается постоянным до высоты 2800 м, па ко-
торой избыточное давление в кабине становится равным 0,3 кгс/см2,
если герметизацию начинают при давлении 760 мм рт. ст. С высо-
ты 2800 м абсолютное давление падает, а избыточное давление
0,3 кгс/см2 поддерживается постоянным до расчетной высоты по-
лета. Скорость изменения давления в кабине установлена
0,18 мм рт. ст./с.

Регулирование давления воздуха в кабине осуществляется с по-
мощью командного прибора 2077 с фильтром 11ВФ-12-1 (рис. 155)
и двух выпускных клапанов 2176Б с предохранительным клапаном
127 и соленоидным клапаном 772.
Командный прибор 2077 имеет
узлы для регулирования абсолют-
ного и избыточного давления и
скорости изменения давления в
кабине.

Работает система автоматиче-
ского регулирования давления
(АРД) воздуха в кабине следую-
щим образом (рис. 155). На ко-
мандном приборе 2077 с помощью
ручек 11, 12 и 15 устанавливаются
соответственно скорость измене-
ния давления в кабине, высота на-
чала герметизации и величина
избыточного давления в кабине.

Рис. 154. График изменения давления
в гермокабине с подъемом самолета
на высоту

Скорость изменения давления в кабине устанавливается равной
0,18 мм рт. ст./с, высота начала герметизации (перед взлетом) —
на 45 мм рт. ст. ниже фактического барометрического давления
на аэродроме взлета, высота начала разгерметизации (перед посад-
кой) — равной фактическому барометрическому давлению аэродро-
ма посадки.

До высоты начала регулирования давления в кабине клапан 4
открыт и полость А регулятора сообщается с кабиной самолета.
Однако давление в полости А будет несколько ниже, чем в кабине.
Разность давления возникает в результате гидравлического сопро-
тивления фильтра 11ВФ-12-1 и калиброванного отверстия 17
при протекании через них воздуха.

Давление из полости А регулятора передается в полость В вы-
пускного клапана 2176Б. Под воздействием разности давлений
в полостях В и Г (давление в полости Г равно давлению в кабине
самолета) мембрана 42 поднимается вверх и открывает клапан 39.
Избыточное давление из полости Г через клапан 39 стравливается
в атмосферу.

Далее под воздействием разности давлений в кабине самолета
и полости Г мембрана 31 вместе с клапаном 29 поднимается вверх
и открывает выход воздуху из кабины в атмосферу. Таким обра-
зом, до некоторой заданной высоты начала герметизации будет
происходить свободная вентиляции кабины.

С подъемом на высоту атмосферное давление, а следовательно,
и в полости А регулятора будет уменьшаться. При этом уменьша-
ется и усилие, воздействующее на сильфон 9 абсолютного давления,
который под действием усилия пружины 13 и собственной упру-
гости растягивается и прикрывает выходное отверстие клапана 4.

С момента закрытия клапана 4 начинается герметизация каби-
ны. Как только клапан 4 закроется, полость А изолируется от ат-
мосферы и давление в ней начнет возрастать вследствие подачи
воздуха в кабину (при работе системы кондиционирования). Это
давление передается в полость В выпускного клапана и мембрана
42 под действием разности давлений в полостях В к Г и усилия
пружины 41 опускается вниз. Клапан 35 закрывается и перекры-
вает выход воздуха из полости Г в атмосферу. Теперь под воздей-
ствием давления в кабине, поступающего в полость Г через фильтр
36, а также под воздействием усилия пружины 28 опускается вниз
вместе с клапаном 29 мембрана 31. Клапан 29 прижимается к сед-
лу и прекращает выход воздуха из кабины в атмосферу.

Начиная с этого момента, абсолютное давление в кабине будет
поддерживаться постоянным до высоты, на которой достигается
заданное избыточное давление (0,3 кгс/см2). Регулирование давле-
ния в кабине осуществляется при этом сильфоном 9 абсолютного
давления.

Так, при повышении давления в кабине выше заданного (выше
давления начала герметизации) оно повысится и в полости А регу-
лятора, мембрана 7 прогнется вниз, сжимая пружину 8, и откроет
клапан 4. Часть воздуха из полости А стравится в атмосферу, а дав-
ление в ней упадет. Соответственно упадет давление и в полости В
выпускного клапана. При этом мембрана 42 поднимется вверх
и откроет клапан 39, который сообщит полость Г с атмосферой.
Под воздействием разности давлений в кабине и полости Г под-
нимается вверх мембрана 31 с клапаном 29, и избыток воздуха
из кабины стравливается в атмосферу.

Но так как при открытии клапана 4 давление в полости А па-
дает, то под действием усилия пружины 8 и упругой деформации
сильфона 9 клапан вновь закроется. Вновь повысится давление
в полости А регулятора, а следовательно, и в полости В выпускно-
го клапана. При этом под действием усилия пружины 41 и давле-
ния воздуха закроется клапан 39 и возрастет давление воздуха
в полости Г, поступающего через фильтр 36 из кабины. Это в свою
очередь приведет к закрытию клапана 29. Кабина вновь загерме-
тизируется. Так будет происходить процесс регулирования давле-
ния до высоты, на которой достигается заданное избыточное дав-
ление 0,3 кгс/см2.

С дальнейшим подъемом самолета на высоту абсолютное давле-
ние в кабине начинает падать, а избыточное поддерживается по-
стоянным. Регулирование давления в этом случае осуществляется
с помощью командного прибора 2077.

Когда усилие на сильфон 14 избыточного давления, обусловлен-
ное разностью кабинного и атмосферного давления, превысит уси-
лие пружины 16, сильфон 14 сожмется и откроет клапан 2. Давле-
ние в полости А регулятора, а соответственно и в полости В вы-
пускного клапана упадет. Выпускной клапан откроется и стравит
в атмосферу избыток воздуха из кабины (процесс открытия кла-
пана происходит так же, как при регулировании абсолютного дав-
ления). При этом воздух из кабины будет стравливаться до тех
пор, пока разность между давлением в полости А регулятора и ат-
мосферным давлением не достигнет заданной величины, при кото-
рой закрывается клапан 2. Таким образом, начиная с высоты,
на которой достигается заданное избыточное давление в кабине,
между полостью А регулятора и атмосферой будет поддерживаться
постоянная разность давления. Благодаря этому в кабине самолета
будет поддерживаться постоянное избыточное давление на всем
протяжении полета.

Регулирование скорости изменения давления в кабине происхо-
дит автоматически с помощью соответствующего узла регулятора.
Полость А регулятора отделена от полости Б мембраной 7. Между
собой эти полости сообщаются через игольчатый клапан 10, про-
ходное сеченне которого регулируется иглой. При медленном по-
вышении давления в кабине, а следовательно, и в полости А регу-
лятора мембрана 7 будет находиться в равновесии, так как в по-
лости Б давление под мембраной успевает сравняться с давлением
в полости А. При резком повышении давления в кабине, а следо-
вательно, и в полости А, мембрана 7 прогибается вниз, так как дав-
ление в полости Б не успевает выравняться с давлением в полости
А нз-за гидравлического сопротивления игольчатого клапана 10.
При этом открывается клапан 4, часть воздуха из полости А страв-
ливается в атмосферу и давление в ней снижается. Уменьшение
давления в полости А регулятора передается в полость В выпуск-
ного клапана, вследствие чего выпускной клапан откроется и стра-
вит избыток воздуха в атмосферу.

В случае резкого понижения давления в кабине при наборе
высоты (когда кабина самолета свободно вентилируется) мембрана
7 прогнется вверх и прикроет клапан 4. Это произойдет вслед-
ствие того, что давление в полости Б из-за гидравлического сопро-
тивления игольчатого клапана 10 не успевает сравняться с давле-
нием в полости А и будет несколько выше. Когда клапан 4 закро-
ется, давление в полости А возрастет, а следовательно, возрастет
давление и в полости В выпускного клапана. Клапан прикроется
и не допустит резкого понижения давления воздуха в кабине.

Таким образом, скорость изменения давления в кабине самоле-
та зависит от гидравлического сопротивления игольчатого клапана
10, т. е. от скорости протекания через него воздуха.

При резком снижении самолета возможны случаи, когда атмос-
ферное давление становится выше чем в кабине. Если разность
между атмосферным и кабинным давлением достигнет 3—
5 мм рт. ст., откроется клапан 27, который обеспечит сообщение
кабины самолета с атмосферой. При этом воздух из полостей И
и Г, будет стравливаться в кабину через обратный клапан 26 и от-
верстие, соединяющее полость И с кабиной.

В случае выхода из строя командного прибора 2077 под дейст-
вием пружины 37 клапан 39 закроется, и в работу вступит огра-
ничитель избыточного давления. Работает он следующим образом.
Мембрана 34 реагирует на разность давления в полостях Д и Е.
Полость Е сообщается с атмосферой, а полость Д — с полостью Г
выпускного клапана. Если перепад давления на мембране (соот-
ветственно и перепад между кабинным и атмосферным давлением)
станет больше 245 мм рт. ст., то мембрана 34 прогнется влево
и откроет клапан 35. Тогда часть воздуха из полости Д стравится
в атмосферу. Давление в полости Д станет меньше, чем в кабине.
Соответственно упадет давление и в полости Г выпускного клапа-
на. Под воздействием разности давления в кабине и полости Г
мембрана 31 прогнется вверх и откроет клапан 29. Избыток возду-
ха из кабины стравится в атмосферу.

Когда давление в кабине установится на заданном уровне, кла-
пан 35 под действием пружины 33 закроется. Закроется и клапан
29, так как давление в полости Г, сообщенной с кабиной через
фильтр 36, возрастет.

Предохранительный клапан (изд. 127) предназначен для предо-
хранения герметической кабины самолета от разрушения, которое
может произойти при появлении избыточного давления, превыша-
ющего допустимые пределы как внутри, так и вне кабины. Кроме
того, клапан служит для аварийного сброса давления из кабины.
Клапан ограничивает избыточное давление в кабине в пределах
245± 10 мм рт. ст.
Работает клапан следующим образом. Давление из кабины
поступает в полость Л через фильтр 18. Если давление в кабине
равно заданному или ниже его, то вследствие наличия перепада
давления между полостью Л и окружающей атмосферой, действую-
щего на мембрану 25, клапан 20 будет закрыт.

Как только давление в кабине превысит отрегулированный пре-
дел, давление в полости Л преодолеет усилие пружины 19
и отожмет шариковый клапан 23 от седла. Воздух из полости Л
выходит через полость К в атмосферу, вследствие чего давление
в ней падает. Под воздействием разности давлений между каби-
ной и полостью Л открывается клапан 20 и стравливает избыток
воздуха из кабины в атмосферу.

Если атмосферное давление превышает давление в кабине
на 4—5 мм рт. ст., мембрана 25 под воздействием разности дав-
лений в полостях К и Л прогибается вниз и, преодолевая усилие
пружины 22, открывает клапан 20. Воздух из атмосферы поступает
в кабину.

Аварийный сброс давления из кабины обеспечивается с по-
мощью соленоидного клапана 722. При его включении полость Л
предохранительного клапана (изд. 127) сообщается с атмосфе-
рой, клапан 20 открывается и кабина самолета разгерметизируется.

Кислородное оборудование

Для питания кислородом экипажа при разгерметизации каби-''
ны, а также для питания отдельных пассажиров, страдающих кис-
лородным голоданием, на самолете Ан-24 имеется соответствующее
кислородное оборудование. Оно состоит из двух переносных балло-
нов КБ-3 с приборами КП-21 и масками КМ-15М. Один комплект
кислородного оборудования установлен в кабине экипажа (баллон
на навигационном столике за креслом левого пилота, маска —
в специальном лючке левого пульта), а второй комплект — на пе-
регородке шпангоута № 34.

Кислородный баллон представляет собой тонкостенный сварной
сосуд, окрашенный в голубой цвет. Емкость баллона 1,65 л, дав-
ление кислорода в баллоне—ДО кгс/см2. Запас кислорода в балло-
не обеспечивает питание в разгерметизированной кабине одного
члена экипажа на высоте 6 км в течение 8 мин, а на высоте 8 км —
в течение 6 мин.

На каждом кислородном баллоне установлен кислородный при-
бор КП-21, обеспечивающий непрерывную подачу кислорода для пи-
тания одного члена экипажа. Количество подаваемого кислорода
меняется автоматически в зависимости от высоты полета. Из бал-
лона кислород сначала поступает в редуктор I ступени, где его дав-
ление снижается до 8 кгс/см2, а затем — в редуктор II ступени, где
давление снижается до величины, обеспечивающей необходимую
подачу кислорода в зависимости от высоты полета. Регулирование
давления в редукторе П ступени осуществляется анероидом. В слу-
чае выхода из строя автоматической части прибора подачу кислоро-
да можно осуществить с помощью аварийного вентиля.

На корпусе входного штуцера, посредством которого прибор
КП-21 соединяется баллоном КБ-3, установлены запорный вен-
тиль, манометр и зарядный штуцер.

Кислородная маска КМ-15М предназначена для изоляции ор-
ганов дыхания от атмосферы при пользовании кислородом.

Баллоны заряжаются на земле от аэродромной кислородно-
заправочной станции или от баллонов через редуктор. Для заряд-
ки применяется только чистый медицинский кислород. После за-
рядки баллон с прибором КП-21 испытывается на герметичность,
а в условиях эксплуатации — на аварийную подачу кислорода
н на герметичность.

Основные рекомендации по техническому обслуживанию
высотного оборудования

В сроки, предусмотренные регламентом технического обслужи-
вания, и в случае замены агрегатов или трубопроводов проверяют
трубопроводы системы кондиционирования, кабину на герметич-
ность, работу системы автоматического регулирования давления
и системы высотного оборудования, а также осуществляют перио-
дическое техническое обслуживание агрегатов системы.

Трубопроводы системы кондиционирования на герметичность
проверяют при заполнении системы сжатым воздухом, подаваемым
от баллона. Баллон подключается в систему через фильтр-влаго-
отделитель. Давление в системе регулируется с помощью редукто-
ра и контролируется манометром. Система считается герметичной,
если давление в ней падает с 3,5 до 0,5 кг/см2 в течение 5 мин.

Кабины самолета также проверяются на герметичность пос-
ле проведения доработок кабины, связанных с герметической
клепкой и после замены более чем трех стекол во всех кабинах
самолета.

Для сохранения герметика в швах обшивки фюзеляжа испыта-
ния гермокабины проводят после предварительного прогрева воз-
духа в кабине от наземных источников тепла до температуры
15—20° С, если температура окружающего воздуха ниже 15° С.

Во избежание повреждения чувствительных элементов приборов
при повышении абсолютного давления до 1,3 кгс/см2 перед провер-
кой кабины на герметичность снимают с самолета приборы и агре-
гаты ВС-46, ВР-10, УВПД-15; заглушают отверстие шланга, от-
соединенного от УВПД-15; проверяют присоединение шлангов
системы полного и статического давлений к штуцерам приборов;
снимают заглушки и чехлы с приемников воздушных давлений;
проверяют герметичность системы полного и статического давлений
от приемников воздушных давлений; соединяют трубопроводы
от компрессора типа КНД-2 с гермокабиной штуцером подсоеди-
нения на стенке шпангоута № 41.
Герметичность кабины проверяется в такой последовательности.

1.	Подключают шланг компрессора КНД-1 к штуцеру для про-
верки герметичности самолета, расположенному в правом элек-
троотсеке. Ко второму штуцеру присоединяют шланг от ртутного
манометра.

2.	Устанавливают ручку трехходового крана регулятора давлен
ния (изд. 2077) в положение «Выключено».

3.	Включают компрессор и наблюдают за повышением давления
в кабине по ртутному манометру на стенде. Скорость нарастания
давления должна составлять 0,3—0,4 мм рт. ст./с. При достижении
в кабине избыточного давления 0,1 кгс/см2 внешним осмотром вы-
являют места утечки воздуха.

4.	Доводят избыточное давление в кабине до 0,3 кгс/см2 и вы-
ключают подачу воздуха от компрессора.

5.	Записывают время падения избыточного давления с 0,3
до 0,1 кгс/см2 (с 220 до 130 мм рт. ст.). При этом еще раз проводят
осмотр. Места явных утечек воздуха подлежат обязательной
заделке, даже если время падения давления укладывается в норму.

Кабина самолета считается герметичной, если время падения
избыточного давления с 0,3 до 0,1 кгс/см2 не менее 6 мин.

После испытания кабины самолета на герметичность проверяют
работу системы АРД в такой последовательности:

а)	на регуляторе давления 2077 ручкой 15 «Избыточное давле-
ние» (см. рис. 155) устанавливают стрелку на давление 0,3 кгс/см2;

б)	ручку трехходового крана 1 устанавливают в положение
«Проверка регулировки»;

в)	производят наддув кабины.

Скорость нарастания давления должна составлять 0,3—
0,4 мм рт. ст./с. Весь избыток свыше 0,3 кгс/см2 стравливается
выпускными клапанами, что свидетельствует о нормальной работе
системы АРД. Если же давление превысит 0,3 кгс/см2, то подачу
воздуха прекращают, выявляют и устраняют неисправность. Затем
испытания повторяют.

После проверки системы АРД проверяют работу предохрани-
тельных клапанов 127 системы аварийного сброса давления, огра-
ничителей избыточного давления клапанов 2176Б и герметичность
трубопроводов системы АРД.

Работу предохранительных клапанов 127 проверяют следую*
щим образом:

а)	снимают предохранительные решетки, закрывающие выход
из клапанной коробки в атмосферу, находящиеся между шпангоута-
ми № 10 и 11, 37 и 38 с внешней стороны фюзеляжа;

б)	устанавливают заглушки на штуцеры IV «Атмосфера» кла-
панов 2176Б;

в)	создают в кабине самолета избыточное давление 245±
± 10 мм рт. ст.

Если избыток давления свыше 245± 10 мм рт. ст. и оно стравли-
вается предохранительными клапанами 127, то это свидетельствует
о том, что они работают нормально.
Работу системы аварийного сброса давления проверяют при ус-*
ловии, если переключатель «Аварийный сброс» на приборной доске
установлен «Включено». При этом самолет должен находиться
под током и быть заземлен. Работа системы аварийного сброса
давления считается нормальной, если при перепаде давления
20± 10 мм рт. ст. воздух из кабины стравливается в атмосферу.

Для проверки ограничителей избыточного давления клапанов
2176Б присоединяют к штуцерам III клапанов 2176Б приборы
КПУ-3 и с их помощью создают в полости ограничителя избыточ-
ного давления разрежение 25 мм рт. ст. Затем, не убавляя разре-
жения, производят наддув кабины самолета. Весь избыток дав-
ления свыше 220± 10 мм рт. ст. должен стравливаться выпускными
клапанами 2176Б, что будет свидетельствовать о нормальной
работе клапанов и ограничителей избыточного давления.

Клапаны 2176Б можно проверять раздельно. В этом случае шту-
цер IV «Атмосфера» входного клапана должен быть заглушен.

Трубопроводы системы АРД на герметичность проверяют сле-
дующим образом:

а)	устанавливают кран переключения статики в положение «Ре-
зервная»;

б)	заглушают штуцер VI «Кабинное давление» на фильтре
11ВФ-12-1;

в)	снимают фильтры с выводов (в правом электроотсеке) «Ат-
мосфера» и «Резервная статика»;

г)	с помощью специального тройника соединяют штуцера выво-
дов «Атмосфера» и «Резервная статика» между собой и с прибо-
рами КПУ-3;

д)	создают разрежение 150—220 мм рт. ст., что соответствует
приборной скорости 630—730 км/ч.

Если в течение 5 мин давление не меняется, система считается
герметичной.

ГЛАВА VIII

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

Защита самолета от обледения осуществляется воздушно-тепло-
вой и электротермической противообледенительными системами.

Воздушно-тепловая противообледенительная система предназна-
чена для удаления льда с поверхностей носков крыла, хвостового
оперения и входных устройств двигателей.

Отбор воздуха в систему производится за X ступенью комп-
рессора. Воздух может подаваться вручную и автоматически.
Включение вручную осуществляется переключателями, расположен-
ными на приборной доске и панелях у правого пилота. Включение
производится следующими переключателями:

крыла, оперения, входного устройства двигателя РУ19А-300;

обогрева двигателя РУ19А-300;

обогрева входного направляющего аппарата двигателей АИ-24.
Система включается вручную обычно перед взлетом, если атмо-
сферные условия благоприятствуют образованию льда на внешних
поверхностях самолета. Если же система вручную не включалась
н в полете начинается обледение, система включается автоматиче-
ски от датчика сигнализатора РИО-3, работающего на радиоактив-
ных изотопах.

Благодаря тому, что на всех рабочих режимах обороты ротора
двигателя практически не меняются, эффективность работы проти-
вообледенительной системы на всех этапах полета меняется незна-
чительно. Она в основном зависит от температуры и напора окру-
жающего воздуха.

Воздушно-тепловая противообледенительная система (рис. 156)
состоит из труб подачи горячего воздуха к противообледенитель-
ным устройствам, противообледенительных устройств, запорных
кранов, регулятора абсолютного напора, температурных компенса-
торов и обратных клапанов. Система работает по принципу микро-
эжекториого способа распределения тепла с циркуляцией отрабо-
танного воздуха.

Вдоль передней кромки (носка) обогреваемых горячим воз-
духом поверхностей расположены цельнотянутые трубы //из ма-
териала 12Х18Н10Т диаметрами 32X0,5, 36X0,5 и 40X0,5 мм с ка-
либрованными отверстиями, через которые горячий воздух пода-
ется в смесительные камеры. Горячий воздух, вытекая из отверстий
с критической скоростью, эжектирует воздух из обогреваемых
полостей, смешивается с ним в смесительной камере и, протекая
по каналам гофра носка, нагревает обшивку носков крыла и опе-
рения. Отработанный воздух, попавший в обогреваемые полости,
частично вновь эжектируется, а частично выбрасывается в атмо-
сферу через жалюзи в законцовках крыла и оперения.

Горячий воздух в противообледенительную систему поступает
от компрессоров обоих двигателей. К фланцу на каждом компрессо-
ре двигателя присоединяется фланец 2 отбора воздуха с патруб-
ком, а затем — шаровой температурный компенсатор 7, второй
конец которого закреплен на патрубке, установленном на проти-
вопожарной перегородке. За противопожарной перегородкой уста-
новлены краны / и 8 включения системы, сигнализатор 3 напора,
коллектор 4, регулятор 9 постоянства абсолютного напора и обрат-
ный клапан 10, исключающий утечку воздуха из системы при от-
казе двигателя. Перед краном 8 включения системы установлен
патрубок отбора горячего воздуха для подогрева РУ19А-300 с кра-
ном 13. После обратного клапана 10 одна часть воздуха направля-
ется в микроэжекторные трубы 11 центроплана в отъемной части
крыла, другая — в трубу кольцевания 15, проложенную в носке
центроплана, и из нее — в противообледенительную систему опе-
рения. Между штангоутами № 16 и 17 труба воздухопровода вве-
дена в фюзеляж; к хвостовой части фюзеляжа труба проложена
в верхнем правом продольном коробе. Между шпангоутами № 39
и 40 труба разветвляется к килю и стабилизатору, между шпанго-
утами № 42 и 43 — к носкам правой и левой части стабилизатора.
Обое Be не-'' Обяевене-

Выкл.

11Л I

кие право-
гисвагат.

кие лево-
го овигат.

ОбогреВ
ВВигЛШВЯ
„-зео
Вял.

Облевене-
ние
самолета

12

Хрылои оперен.

\5ыключе.чо\ i \Лвар.сист\

Хрылои оперен.	Винт

вюдРУвМ-ЛЮ осноВн.сиск:.

брыле а Вир байт

'z/zvzzzz. u j czu/z itur.nl виНЛ~ o/'/tj BPofPO U
оперение\ лев. двигая 1раВ.В&г. | оперение

Левая система Правая система

Обогрев ВИВ

Л Открыто
е М Отключено [л]
р v Закрыто U

Рис. 156. Схема противообледенительной системы:

1 — кран перекрывной; 2 — фланец отбора воздуха; 3 — сигнализатор давления СДУ-ЗА-0,35;
4 — коллектор; 5 — датчик сигнализатора обледенения СО-4А; S — датчик сигнализатора
обледенения РИО-3; 7 — компенсатор температурный шаровой; 8 —кран запорный; 5 —
регулятор абсолютного давления; 10 — клапан обратный; II* труба микроэжекториая,
12 — каналы гофра носка; /3 —кран обогрева двигателя РУ19А-300; 14 — компенсатор гоф-
рированный; 15 — труба кольцевания
Для исключения температурных деформаций в системе подвода го-
рячего воздуха установлены гофрированные компенсаторы 14.

Управляет системой правый пилот. На правой панели прибор-
ной доски установлен выключатель «Крыло и оперение», включа-
ющий электромеханизм правого и левого запорных кранов.
При полном открытии кранов рычаги, связанные с заслонками, на-
жимают на концевые выключатели, укрепленные на корпусах
кранов, при этом загораются две сигнальные лампы, установлен-
ные на правой панели приборной доски. Система включается пи-
лотом либо при загорании лампы, включающейся от датчиков сиг-
нализатора 5 или 6, либо до входа в зону обледенения, если пило-
ту об этом заранее известно.

Радиоактивный сигнализатор РИО-3 подает сигналы о начале
обледенения самолета и непрерывно сигнализирует о продолжаю-
щемся процессе обледенения. Датчики 5 (СО-4А) установлены
на воздухозаборниках двигателей АИ-24. Датчик сигнализатора 6
установлен в районе шпангоутов № 1 и 2 по правому борту.

Принцип действия прибора основан на торможении бета-излу-
чения радиоактивного источника слоем льда, нарастающим на вы-
носном цилиндрическом штыре. Поток бета-частиц, проникая через
тонкую стенку штыря и окно во фланце, попадает на счетчик заря-
женных частиц. Импульсы напряжения, снимаемые со счетчика,
регистрируются электронным блоком. При достижении определен-
ной величины напряжения срабатывает релейная схема и включа-
ется лампа сигнализации, установленная на правой панели при-
борной доски. Одновременно включается обогревательный элемент,
сбрасывающий лед с поверхности штыря, и прибор возвращается
в исходное положение.

Конструкция датчика 6 прибора РИО-3 такова, что выход пря-
мого радиоактивного излучения из датчика во внешнюю среду
исключен.

Для обогрева воздухозаборников и входных направляющих ап-
паратов двигателей горячий воздух отбирается у фланца 2 и про-
ходит через перекрывные краны /, управляемые с помощью элек-
тромеханизмов. От фланца 2 воздух подается к входным направля-
ющим аппаратам двигателей и к коллекторам 4. Из коллекторов
теплый воздух поступает в кольцевую полость воздухозаборников
двигателей, а оттуда — под капоты гондол.

Управление электромеханизмами перекрывных кранов 1 осуще-
ствляется переключателем, установленным на правой панели при-
борной доски пилотов. Там же установлены лампы сигнализации
обледенения крыла и воздушных каналов двигателей.

Для контроля работы воздушно-тепловой противообледенитель-
ной системы установлена система замера температуры воздуха,
поступающего в трубопроводы, состоящая из приемников темпера-
туры П-77 и индикаторов ИТ 1-60/260. Приемники установлены
в трубопроводах между нервюрами 10 и 10а крыла и в трубопро-
воде между шпангоутами № 38 и 39 фюзеляжа, индикаторы тем-
пературы ИТ1-60/260 — на правой панели приборной доски.
Для проверки исправности ламп сигнализации открытого поло-
жения кранов отбора воздуха в противообледенительную систему
вмонтированы лампы-кнопки.

Запорный кран (рис. 157) предназначен для включения и вы-
ключения подачи горячего воздуха от двигателя в систему противо-
обледенения крыла и оперения. Он состоит из корпуса 4 и крышки 1,
соединенных между собой болтами, пружины 2, рычага 5 и рас-
положенного на кране выключателя 3, выключающего сигнальную
лампу при полностью открытом кране. Заслонка с плавающим
золотником, установленная между крышкой 1 и корпусом 4, пере-
крывает проходное сечение крана. Заслонка насажена на шлице-
вую ось. Управление заслонкой осуществляется электромеханиз-
мом 6 (МП-5), шток которого соединен с осью заслонки ры-
чагом 5.

В электромеханизме МП-5 имеются концевые выключатели, один
из которых выключает электромеханизм при полностью открытом
кране, другой — при полностью закрытом.

Регулятор абсолютного давления 644В автоматически поддер-
живает постоянное абсолютное давление воздуха, подаваемого
в систему противообледенения, равное 3,2 ±0,2 кгс/см2 до высоты
4000 м, на которой давление за компрессором становится равным
этой величине. Температура воздуха на входе в регулятор состав-
ляет 180—280° С, расход воздуха—1300±100 кг/ч, масса регуля-
тора— 3,5 кг.

Регулирование давления воздуха в регуляторе происходит ав-
томатически под действием разности давлений во внутренней поло-
сти сильфона-исполнителя (3,2 ±0,2 кгс/см2) и на выходе, действую-
щей на наружную поверхность сильфона-исполнителя и переме-
щающей клапан, который, уменьшая проходное сечение клапана,
снижает давление воздуха на выходе до заданной величины.

На самолетах последний серий вместо регулятора воздуха
644ВТ между фланцем 2 (см. рис. 156) двигателя и патрубком
отбора воздуха установлены дроссельные шайбы.

Трубопроводы противообледенительной системы служат для
питания системы противо-
обледенения горячим воз-
духом, отбираемым от
компрессоров двигателей.
Все трубы, кроме микро-
эжекторных, имеют термо-
изоляцию. Зазоры между
трубопроводом и непод-
вижными деталями само-
лета должны быть не ме-
нее 5 мм, а между трубо-
проводами и подвижными
деталями, а также жгута-
ми и резиновыми деталя-
ми— не менее 15 мм.

Рис. 157. Кран запорный
\ Трубопроводы имеют
возможность перемещать-
ся 'р осевом направлении
при'температурных удли-
нениях. Компенсируются
эти перемещения метал-
лическими гофрированны-
ми компенсаторами 14,
угловые перемещения —
шаровыми температурны-
ми компенсаторами 7.
Для исключения заеда-
ний взаимно перемещаю-
щихся элементов компен-
саторов используется вы-
сокотемпературная смаз-
ка ВНИИП-225.

Рис. 158. Схема системы электротермиче-
ских противообледенительных устройств са-
молета:

А — к панели ПУ-24; Б — к шине постоянного то-
ка; В — к автомату обогрева стекла

Правильное положе-

ние микроэжекторных трубопроводов относительно смесительной
камеры обеспечивается вкладышами, установленными между ниж-
ним и верхним гофром съемного носка крыла (оперения), на ко-
торые трубопровод опирается насадками и прижимается пружина-
ми. Такое крепление, кроме того, позволяет трубопровод}' переме-

щаться в продольном направлении при температурных
деформациях.

Проверка трубопроводов на герметичность проводится после
тщательного наружного осмотра монтажа трубопроводов и агрега-
тов. Проверке подвергаются воздухопроводы, расположенные
в гондолах двигателей, центроплане и фюзеляже.

Электротермические противообледенительные устройства (рис.
158) применяются для обогрева воздушных винтов 3, двух лобо-
вых стекол 2, фонаря, кабины пилотов и приемников воздушного
давления 1.

Для обогрева лопастей и обтекателей втулок воздушных винтов

применяются нагревательные элементы, приклеенные вдоль перед-
них кромок лопастей и к внутренним поверхностям носков обтека-
телей.

Нагревательные элементы лопастей и втулок винтов представ-
ляют собой ленточные сопротивления, изготовленные из листовой
нержавеющей стали. В качестве электроизоляции использована стек-
лоткань. Снаружи нагревательные элементы лопастей защищены
лепестковыми накладками из листов нержавеющей стали. Лепест-
ковая форма защитных накладок повышает стойкость нагреватель-
ных элементов лопасгей к вибрационным нагрузкам.

Нагревательные элементы с помощью проводов с кольцевыми
токосъемниками, прикрепленными к фланцу втулки винта, пита-
ются переменным током напряжением 115 В. Для питания пленоч-
ных нагревательных элементов стекол применяется переменный
ток 115 В, 400 Гц.
Рис. 159. Схема компоновки пасса

7 — кресло левого пилота; 2 — кресло правого пилота; 3 — окно радиста; 4 — люк грузовой:
ция; 9 —буфет; /0 —туалет; 7/— дверь багажная; 72, 18 — шторы; /3 — сетка багажника;

проводника; /9 —дверь входная; 20 —трап; 27 — окно; 22 — люлька детская;

Другие электрометрические противообледенительные устройст-
ва имеют проволочные нагревательные элементы и питаются от се-
ти постоянного тока напряжением 27 В.

Обогрев винтов включается переключателем, установленным
на приборной доске. На щитке обогрева установлены также пе-
реключатели обогрева стекол.

ГЛАВА IX
ПРИБОРНОЕ И БЫТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Компоновка кабин и вспомогательных помещений

В герметической части фюзеляжа (рис. 159) между шпангоута-
ми № 1 и 40 располагаются кабины экипажа и пассажиров, а так-
же вспомогательные помещения (гардероб 15, туалет 10, вести-
бюль 16, буфет 9 и багажные отделения 14 и 24).

Бытовое оборудование кабин обеспечивает пассажирам и эки-
пажу необходимый комфорт во время полета.
жирского оборудования:

5 — кресла пассажирские; 6 — багажная полка; 7 — люк аварийный; 8 — теплозвукоизоля-
14, 24 — помещения багажные; 15—гардероб; 16— вестибюль; 17 — рабочее место борт-
53 — гардероб экипажа; 25 — окно штурмана

Кабина экипажа расположена в носовой части фюзеляжа, меж-
ду шпангоутами № 1 и 17. От переднего багажного помещения 24
(багажника) кабина отделена перегородкой по шпангоуту № 7.
В перегородке находится дверь, открывающаяся в сторону багаж-
ника. В верхней части кабины между шпангоутами № 2 и 5 имеет-
ся остекленный фонарь, обеспечивающий обзор пилотам, а между
шпангоутами № 5 и 7— аварийный люк 7. В некоторых вариантах
самолета имеется прозрачный астрокупол.

Между шпангоутами № 7 и 11 оборудовано переднее багажное
помещение 24.

Пассажирская кабина расположена между шпангоутами № 11
и 31. В ней установлено 52 мягких кресла 5 (по 4 кресла в ряду).
От смежных помещений кабина отделена перегородками с дверны-
ми проемами для прохода пассажиров и экипажа. Ширина проема
в перегородках равна 550 мм. При необходимости кабина может
быть частично или полностью использована в качестве грузового
помещения.

В каждом борту фюзеляжа расположено по девять круглых
окон 21. В левом борту фюзеляжа между шпангоутами № 14 и 15
и в правом между шпангоутами № 23 и 24 имеются два аварийных
люка 7.
Рис. 160. Кабина экипажа

За пассажирской кабиной между шпангоутами № 31 и 32 по
правому борту размещены буфет 9 и кресло 17 бортпроводника,
а между шпангоутами № 32 и 34 — туалет 10.

Входная дверь 19 находится на левом борту между шпангоу-
тами № 31 и 33. Около двери на полу установлена бортовая откид-
ная лестница (трап 20). Между шпангоутами № 34 и 37 располо-
жен гардероб 15, закрытый со стороны вестибюля 16 шторой.
Между шпангоутами № 37 и 40 размещено заднее багажное поме-
щение 14, закрываемое швартовочной сеткой.

Кабина экипажа

В кабине экипажа сосредоточено управление самолетом, двига-
телями, радионавигационным оборудованием, а также размещены
пилотажно-навигационные приборы и приборы контроля за рабо-
той силовых установок и оборудования самолета (рис. 160).

В кабине экипажа установлены два кресла пилотов, кресло
бортмеханика, бортрадиста и штурмана.

Кресло пилота (рис. 161) состоит из чашки 6, спинки 3 и тележ-
ки. Чашка 6 — клепаной конструкции, по кромке окантована буль-
бообразным профилем. Спинка 3 представляет собой каркас, изго-
товленный из магниевого сплава.

Набивка подушки / и спинки 3 изготовлена из поропласта и об-
лицована чехлом из декоративной ткани. К каркасу спинки крепят-
ся подлокотники 2 и привязные ремни. Подлокотники 2 при необ-
ходимости могут изменять установочный угол.
\ Тележка кресла имеет две вертикальные направляющие 4 для
перемещения кресел по высоте. Для облегчения перемещения вверх
спинка подвешена к тележке на двух пружинах. На вертикальных
направляющих кресло фиксируется установленными в нижних
кронштейнах спинки фиксаторами. Рукоятка 7 управления фикса-
торами вертикального перемещения расположена слева на перед-
ней стенке чашки 6 кресла. Вертикальное перемещение левого крес-
ла равно 130 мм, правого кресла — 140 мм.

Для перемещения кресла вверх по направляющим необходимо
потянуть на себя рукоятку с надписью «Вверх — Вниз». Кресло при
этом под действием пружин переместится вверх и зафиксируется
в необходимом положении.

Тележка может перемещаться по двум горизонтальным направ-
ляющим^, каждая из которых установлена на трех опорах. На
горизонтальных направляющих кресло фиксируется установленны-
ми в передних опорах тележки фиксаторами. Рукоятка 8 управле-
ния фиксаторами расположена справа на передней стенке чашки
кресла. В горизонтальном направлении кресло может перемещать-
ся на 180 мм.

Для горизонтального перемещения кресла необходимо потянуть
на себя рукоятку с надписью «Вперед — Назад» и передвинуть
кресло по горизонтальным направляющим.

Кабина облицована съемными жесткими панелями, обтянутыми

павинолом с подслоем.поролона.
Стекла фонаря облицованы съем-
ными окантовками, окрашенными
в тон кабины.

Для защиты от солнца в верх-
ней части передних стекол фонаря
установлены светофильтры из
дымчатого прозрачного пластика.
Шарниры крепления светофильт-
ров позволяют устанавливать их
в нужном для членов экипажа
положении.

Все стекла фонаря кабины мо-
гут быть закрыты шторками.
Шторки бокового остекления на-
мотаны на барабаны с пружинным
механизмом, верхние шторки под-
вешены на кольцах к направляю-
щим. При закрывании стекол
шторки сматываются с барабанов
и крепятся к крючкам на окан-
товках фонаря.

В кабине экипажа размещены
приборы, по которым контроли-
руется работа самолетных систем,
и органы управления оборудо-

Рис. 161, Кресло пилота
45 44 £7	41 40	38 37	34

Рис. 162. Центральная (а), левая (6) и правая (в) панели приборной доски
/ — щиток управления триммерами; 2 —указатель УИЗ-З (из комплекта ЭМИ-ЗРТИ);
СЛЦК «Лента открыта» (3), «Работа ПТ-29» (4), «Маркер» (10), «Винт снят с упора» (12),
ва (25), «Отказ ГО» (38), «Аварийное питание 27 В» (40), «Отказ СТГ» (41), «Минимальный
ТСА» (49), «Управление передним колесом» (51), «Высота» (55), «Опасная вибрация» (59).
лнзация обледенения (69); 5 — указатель частоты вращения ротора двигателя ИТА-15М
СВ прав.; 9 — пилотажный прибор КППМ; 11 — указатель углов атаки и перегрузок
«Контроль АУАСП — Сброс»; 16—указатель радиокомпаса УПДБ-2; 17— указатель поло
КИ-13; 20— индикатор радиолокационной станции РПСН-ЗН; 21— указатели УИЗ?3 мотор
указатель скорости КУС-1200; 27 — вариометр ВАР-ЗОМК; 28 — указатель топливомера
31, 64— указатели термометров ТВ-1; 32 — выключатель ВГ-15К «Аварийный сброс давле
указатель высоты и перепада давления УВПД-15; 36 — вариометр кабинный ВР-10; 37 —
ИТЭ-2; 46 — пилотажно-посадочный сигнализатор ППС-2МВК; 47 — сигнальная арматура
зов ТВГ-1 (из комплекта ТВГ-164-4); 50 — щиток с выключателями управления колесом,
сигнальная арматура СЛМ-61 «Бортпроводник», «Контроль радио»; 54 — выключатель
58 — указатель авиагоризонта 1122Б; 61, 73 — светильники АГЛ, АГП; 63— указатель радио
телями системы обогрева; 67 — переключатель ЗППНГ-15К сигнализатора обледенения РИО-2М;
кнопка 5К «Быстрое согласование компаса»; 74 — указатель радиовысотомера УВ-57; 75 — ука-
5К «Арретир ЦГВ» н «Тангаж»

ванием, на которые экипаж должен воздействовать в полете. Ком-
поновка оборудования и приборов обеспечивает максимальные
удобства экипажу в процессе работы и возможность своевременно-
го определения различных отклонений в работе самолетных систем.

На самолете Ан-24 в кабине пилотов приборы и оборудование
размещаются: на приборной доске, центральном пульте, верхней
панели и пультах левого и правого пилотов, а также на стенке
шпангоута № 7 по правому борту.

Приборная доска пилотов (рис. 162) является основным местом
размещения пилотажно-навигационных приборов и приборов конт-
роля за работой силовых установок и различных систем. Конструк-
тивно приборная доска выполнена из трех штампованных дюралю-
миниевых панелей толщиной 2,5 мм, которые крепятся на резино-
вых амортизаторах к кронштейнам пульта ножного управления.

Для доступа к корпусам приборов левая и правая панели лег-
косъемные, а средняя откидывается на 45° относительно нижней
пилотов

3, 4, 10, 12, 14. 24, 25, 38. 40, 41, 43, 44, 45, 49, 51, 55, 59, 60, 62, 65, 69 — сигнальная арматура
«Работает ПРД-КВ» (И), «Отказ топливного фильтра» (24), сигнализация остатка топли-
остаток масла» (43), «Пользуйся кислородом» (44), «Двери и люки открыты» (45), «Отказ
«Внимание, локатор» (60), «Отказ обогрева ПВД» (62), сигнализация обогрева (65), сигна-
(из комплекта ТСА-15УМ); 6 — задатчик курса ЭК-2; 7— светильник СВ-1; 8— светильник
УАП-14КР; /3—потенциометры ПП-3 подсвета каналов РЛС; 15— переключатель ПНГ-15К
жения рычагов топлива УПРТ-2; /в — указатели ИТГ-2 термометра; 19 — аварийный компас
кого индикатора; 22 — указатели крутящего момента УМ-100; 23 — щиток топливный; 26 • -
УППТ1-4; 29— указатель высотомера УВИД-30-15К; 30 — переключатель топливомера ПП4-2;
имя»; 33 — указатели расхода воздуха УРВК-18; 34 — указатель термометра ТВ-45; 35 —
панель выключателей; 39 — указатели расходомера РТМС; 42 — указатель тахометра
С Л М-61 работы аварийной насосной станции; 48 — указатель температуры выходящих га-
обогрева стекол, АГД, ЭУП, ЦГВ; 52 — переключатель радиовысотомера ПСВ-УМ; 53, 70 —
В-200К «РВ-УМ»; 56— сигнальное табло «Критический режим»; 57 — высотомер ВД-10;
компаса; 66 — щиток с выключателями обогрева стекла, ГИК, АГД, ГПК, УВИД и выключа-
68 — переключатель 2ППНГ-15К «Обогрев ВНА»; 71 — указатель температуры 2ТУЭ-1; 72 —
затель поворота ЭУП-53; 76 — светильник СВ; 7/ — указатель восстановления 547; /8 — кнопки

кромки и в откинутом положении удерживается ограничительными
ремешками. Для лучшего обзора приборов нижние части боковых
панелей приборной доски отогнуты на пилотов.

Над левой и правой панелями установлены съемные декоратив-
ные козырьки. Над средней панелью размещен индикатор 20 радио-
локационной станции РПСН-ЗН, который на вертикальной осп
вращения может быть повернут к левому или правому пилоту. Над
индикатором на кронштейне установлен аварийный компас КИ-13.

На левой панели приборной доски расположены основные
пилотажно-навигационные приборы левого пилота, на средней
панели — приборы контроля за работой двигателей, топливной,
высотной систем, часы, щиток с переключателями различных систем
и сигнальные лампы, на правой панели — дублирующие пи-
лотажно-навигационные приборы, приборы контроля за работой
высотной системы и щиток с выключателями агрегатов ГИК, АГД,
ГПК УВИД и системы противообледенения.
Центральный пульт пилотов (см. рис. 129) размещен между
креслами правого и левого пилотов. На нем расположены рычаги
управления двигателями, рукоятка 21 стопорения управления
двигателями, указатель 1 положения закрылков, указатель 2
положения заслонок маслорадиаторов, пульт 11 управления авто-
пилотом, рычаги 12 аварийного торможения колес шасси. С правой
и левой стороны пульта установлены штурвалы 4 управления трим-
мерами руля высоты, на передней стенке пульта внизу ручки 13
гидравлического флюгирования и останова двигателей и сливной
кран 14 системы аварийного выпуска шасси, на левой боковой
стенке пульта — рукоятка 18 стопорения рулей, на правой — руко-
ятка механического срыва замка передней опоры шасси.

На горизонтальных панелях пульта установлены переключатели
20 «Стоп-краны*, переключатели 8, 10, 15 аварийного выпуска
и уборки шасси, выпуска и уборки закрылков, выключатель 6 «Сня-
тие винтов с упора», переключатели 16 и 17 управления триммера-
ми руля направления и элеронов и сигнальные лампы 19 нейтраль-
ного положения триммеров руля направления и элеронов.

Центральный пульт пилотов выполнен из дюралюминия. Боко-
вые стенки покрыты краской светло-серого цвета. Лицевая сторона
покрыта черной матовой краской.

На пульте левого пилота расположены краны аварийной гидро-
системы, стеклоочистителя, рукоятка управления колесами перед-
ней опоры шасси, под откидной крышкой — щиток запуска двига-
теля Ан-24 и турбогенератора ТГ-16. На задней наклонной горизон-
тальной панели установлены краны питания приборов от
динамической и статической систем.

На пульте правого пилота установлены: щиток с переключателя-
ми управления системой кондиционирования воздуха; щиток конт-
роля и управления обогревом приемников динамического и стати-
ческого давлений; реостаты освещения красным светом правого
пульта и правой панели приборной доски; гирополукомпас
ГПК-52АП.

На двух вертикальных легкосъемных панелях пульта располо-
жены щитки радиоаппаратуры, пульты управления ГПК-52АП
и других вспомогательных систем.

На верхней панели пилотов установлены щиток управления аг-
регатами электрооборудования, два щитка дистанционного управ-
ления радиооборудованием и электрощитки флюгирования и пожа-
ротушения.

На левом щитке верхней панели установлены пульты управле-
ния ответчиком, реостаты красного света, щиток управления радио-
компасом № 1, щиток управления приемниками КРП-Ф и ГРП-2.

В правой части панели находится щиток управления агрегатами
электрооборудования. На нем размещены органы контроля работы
систем, регулировки, сигнализации, включения и выключения ис-
точников переменного тока 36 В и 115 В и постоянного тока 27 В.

На средней панели расположены пульты управления и выклю-
чатели УКВ радиостанций № 1 и 2; пульт управления радиолока-
ционной станцией, выключатели запуска в воздухе левого и право-
го двигателей.

На передней откидной части панели размещены щитки флюги-
рования и пожаротушения.

На электрощитке флюгирования расположены кнопки флюгиро-
вания КФЛ-37; сигнальные лампы флюгирования и вывода из
флюгера; под защитной крышкой установлены выключатели про-
верки автофлюгера.

На электрощитке пожаротушения установлены лампы-кнопки
сигнализации пожара в крыле и гондолах двигателей, лампы сиг-
нализации огнетушителей, кнопки включения огнетушителей, лампа
сигнализации пожара внутри двигателей и переключатель системы
пожаротушения.

За верхней панелью пилотов по левому борту в районе шпангоу-
тов № 5 и 6 размещен щиток проверки системы пожаротушения
с галетным переключателем проверки системы пожаротушения
и кнопкой включения датчиков.

Пассажирская кабина

В пассажирской кабине установлено 52 кресла. От служебных
помещений она отделена перегородками.

Перегородки кабины выполнены из перфорированного пеноплас-
тового наполнителя, оклеенного с двух сторон фанерой. Перегород-
ка по шпангоуту № 11 в проеме имеет дверь с ручкой-защелкой.
Крепится перегородка к борту, потолку и полу уголковыми профи-
лями посредством винтов. По конструкции дверь выполнена анало-
гично перегородке. Для предохранения двери от повреждения но-
гами нижняя часть ее со стороны пассажирской кабины облицова-
на рифленой дюралюминиевой панелью.

Дверь запирается защелкой, вмонтированной в ручку двери.
На ручках имеются кнопки для отжатия защелки. Крепятся ручки
одним общим винтом и двумя винтами, расположенными под
кнопками. Для снятия кнопки необходимо снять с оси вращения
стопорное кольцо и выбить ось. Для снятия замка-защелки необ-
ходимо снять с двери окантовывающий профиль и ручки.

Облицовка бортов кабины выполнена отдельными жесткими
и мягкими легкосъемными панелями, обеспечивающими удобный
их монтаж, Замену отдельных повреждений панелей и удобство
изготовления. Панели нижней части борта (от пола до окон) выпол-
нены в виде клепаного каркаса, обшитого фанерой и оклеенного
павинолом.

Внизу панели крепятся винтами к вентиляционному коробу,
вверху фиксируются штырями к межоконным облицовочным пане-
лям и винтами через кронштейны — к шпангоутам.

Межоконные панели выполнены из металлического клепаного
каркаса, обшитого фанерой и оклеенного павинолом;,вверху и вни-
зу они крепятся через уголки и пластины к шпангоутам.
Рис. 163. Люк аварийный

Надоконные и верхние пане-
ли выполнены из металлического
клепаного каркаса, обтянутого
павинолом. Верхние панели ввер-
ху крепятся винтами к продоль-
ному профилю потолка, а внизу
заводятся под профиль вентиля-
ционного короба. Надоконные па-
нели съемные. В верхней части
панель заводится под кромку ба-
гажной полки, а внизу крепится
к межокоиной панели винтами.
Монтаж и демонтаж панелей не
связан с остальными панелями
облицовки кабины.

На подоконных панелях раз-
мещены кнопки вызова бортпро-
водника п динамики системы
СГУ-15.

Силовые шпангоуты Кв 17 и
20 имеют жесткую облицовку,
выклеенную из стеклоткани, об-
тянутую павинолом с подслоем
поролона. Облицовка крепится
к кницам на стенках силовых

шпангоутов.

Перегородки со стороны пассажирской кабины оклеены павино-
лом с подслоем поролона, со стороны вестибюля — текстовинитом
в верхней части и автобимом в нижней. Торцовые части перегоро-
док, обращенные к проходу, окантованы прессованными профи-
лями.

Окантовка окна изготовлена из листового алюминиевого сплава.
Кромка окантовки со стороны стекла декорируется пластмассовым
кантом. Окантовка крепится к межоконным панелям облицовки
пружинными прижимами, а в нижней части фиксируется винтовы-
ми фиксаторами.

Аварийный люк (рис. 163) облицован в тон облицовки меж-
оконных панелей. Ручки замков для открывания люков расположе-
ны на люке изнутри и снаружи. Обе ручки кинематически связаны
с механизмом запирания люка.

Для открывания аварийного люка из кабины необходимо нажа-
тием кнопки 3 открыть крышку 2 движением на себя (до отказа),
оттянуть ручку 1 замка, затем за ручку 4 оттянуть также на себя
люк и поставить его на пол кабины. Для открывания люка с на-
ружной стороны нужно пальцем руки вынуть ручку из паза и ру-
кой подать ее вверх до отказа, после чего толкнуть нижнюю часть
люка внутрь кабины.

Потолок конструктивно и технологически разделяется на три
участка (секции): первый — от шпангоута № 7 до шпангоута № 11,
второй — от шпангоута № 11 до шпангоута № 31 и третий — от
шпангоута № 31 до шпангоута № 40. Все три секции соединены по
стыкам винтами.

Потолок в средней части плоский, с поперечной ступенькой меж-
ду шпангоутами № 20 и 21. Высота средней части потолка от
шпангоута № 11 до шпангоута № 20 составляет 1840 мм, от шпан-
гоута № 20 до шпангоута № 31 — 1910 мм.

Боковые части потолка выполнены выступающими в виде коро-
бов, в которых проложена проводка управления и систем самолета.
Расстояние от пола до коробов составляет 1735 мм. Ширина прое-
ма между коробами по центру потолка равна 640 мм. Левый ко-
роб потолка расположен между шпангоутами № 7 и 31, правый —
между № 11 и 32. Короба выполнены в виде каркаса и откидыва-
ющихся на петлях панелей. Каркас коробов крепится к ободам
шпангоутов с помощью штампованных книц через теплоизолирую-
щие пластмассовые втулки. В углы коробок вмонтированы люмине-
сцентные лампы освещения, закрытые плафонами.

Центральные панели от шпангоута № 7 до шпангоута № 31
и панели коробов навешены на петлях с одной стороны, а с другой
фиксируются винтовыми замками. Панели потолка в районе цент-
роплана (шпангоуты № 17—20) установлены на винтах. На цент-
ральных панелях в районе шпангоутов № 11—17 с внутренней
стороны наклепан листовой стеклотекстолит, предохраняющий де-
коративную обшивку от повреждений устанавливаемым оборудо-
ванием.

Багажные полки пассажирской кабины предназначены для раз-
мещения небольших по размерам и по массе личных вещей пасса-
жиров. Полки расположены вдоль всей пассажирской кабины от
шпангоута № 11 до шпангоута № 31 между верхними и надокон-
ными панелями. Конструктивно багажные полки представляют
собой комбинацию полок и вентиляционных коробов в системе
кондиционирования соединенных между собой кронштейнами, ко-
торые через кницы крепятся к ободам шпангоутов. Нижними узла-
ми короба присоединяются к узлам, установленным на ободах
шпангоутов.

Полки и короба выполнены из стеклоткани. Нижняя поверх-
ность багажных полок и коробов обтянута павинолом с подслоем
поролона; сверху полки окрашены эмалью, а короба обтянуты па-
винолом. По требованию заказчика на коробах могут быть уста-
новлены панели индивидуального освещения и вентиляции.

Для снятия полки необходимо снять верхние штапики с отвер-
стиями для вентиляции и накладки на стыках секций, отвинтить
винты против каждого кронштейна, и движением вверх вывести
полку из гнезда. При снятии задних секций коробов необходимо
отсоединить от них мягкие рукава, расположенные под надстройкой
на перегородке шпангоута № 31.

Для уменьшения теплообмена с окружающей атмосферой и для
уменьшения шума герметическая кабина имеет теплозвукоизоля-
ционную защиту. Защитный слой установлен внутри на обшивке
фюзеляжа выше уровня пола, а также на переднем и заднем гер->
мошпангоутах. Нижняя часть кабины (ниже уровня пола) тепло-*
звукоизоляции не имеет.

Теплозвукоизоляция выполнена из ковриков стекловолокнисто-
го материала АТМ-1, облицованного капроновой тканью. Коврики
монтируются так, что между ними и обшивкой фюзеляжа с одной
стороны и внутренней облицовкой кабины с другой имеется воздуш-
ная прослойка. Коврики к каркасу фюзеляжа закреплены капроно-
выми штырями с резиновыми шайбами. В местах, где невозможно
установить штыри, коврики приклеены к каркасу и обшивке.

Для силовых окантовок окон в качестве теплоизоляционного
материала применяется шинельное сукно. Панели пола оклеены
автобимом и покрыты съемным ворсовым капроновым ковром
с подслоем из губчатой резины.

Занавески окон сшиты из ткани и пристегнуты к пластмассовым
бегунам-пуговицам, установленным в рельсах на межоконных па-
нелях облицовки. Шторы дверного проема перегородки по шпанго-
уту № 31 и гардероба выполнены из ткани и подвешены на пласт-
массовые бегунки-пуговицы, вставленные в направляющие рельсо-
вые профили, прикрепленные к потолку.

Освещение кабины пассажиров делится на общее, дежурное
и проходное. Лампы вмонтированы в короба потолка и закрыты
плафонами. Промежутки между плафонами перекрыты металличе-
скими накладками. Общее и дежурное освещение включаются
с электрощитка бортпроводника, проходное — выключателем, уста-
новленным на шпангоуте № 7 или над входной дверью на коробе
потолка.

Для смены ламп необходимо отвернуть винты крепления метал-
лических поперечных накладок, снять накладки, завести пальцы
в вырезы между секциями плафонов и отвести нижнюю часть пла-
фона на себя до выхода ее из прижимов.

Блок пассажирских кресел включает каркас и два мягких си-
денья. Каркас блока кресел состоит из трубы прямоугольного се-
чения, на которой установлены две опорные ножки и три боковины
из магниевого сплава.

Каркасы подушек сидений выполнены в виде рамки и шарнирно
крепятся к боковинам каркаса кресел, рамка каркаса спинки — из
труб магниевого сплава и крепится к боковинам шарнирно.

Подлокотник кресла изготовлен из дюралюминиевого каркаса,
к одному концу которого приклепан узел, соединенный с фиксато-
ром. На другом конце установлен наконечник с выдвижной пласт-
массовой пепельницей. На каркасе подлокотника устанавливается
мягкая подушка, обтянутая кожей.

Средний подлокотник может отклоняться вверх в промежуток
между спинками и удерживается в отклоненном положении вслед-
ствие трения пластмассовой втулки о боковину.

Подушки сиденья и спинки изготовлены из поролона и вместе
с каркасами обтянуты легкосъемнымп декоративными чехлами из
синтетической мебельной ткани. На задней стороне чехлов приши-
ты карманы для литературы и гигиенических пакетов. Под подуш-
ками сидений установлены мягкие чехлы для хранения спасатель-
ных жилетов.

Кресла установлены на направляющих рельсах, вклепанных
в каркас пола кабины, что дает возможность изменять шаг уста-
новки кресел с фиксацией через каждые 50 мм. Каждый блок кре-
сел крепится на четырех гибких штырях, фиксирующих кресло от
перемещения вдоль рельсов, и четырех поворотных замков, фикси-
рующих кресло от вертикального перемещения.

Спинка кресла установлена под углом 18° и может устанавли-
ваться под углом 33°. Отклонение спинок осуществляется при от-
клонении крайних подлокотников вверх до отказа.

Для увеличения прохода между рядами кресел подушка сиденья
может быть поднята вверх, спинка впереди стоящего кресла откло-
нена вперед до подушки. Ширина кресла между подлокотниками
равна 450 мм, центральный проход между блоками кресел —
400 мм.

На спинках кресел установлены съемные подголовники из лег-
кой ткани. В некоторых случаях на спинках кресел могут быть ус-
тановлены откидные столики. Для переднего ряда пассажиров сто-
лики устанавливаются на перегородке пассажирской кабины.

Вспомогательные помещения

К вспомогательным помещениям относятся (см. рис. 159): пе-
реднее 24 и заднее 14 багажные помещения (багажники), буфет 9,
туалет 10, вестибюль 16 и гардероб 15.

Переднее 24 и заднее 14 багажные помещения (багажники)
предназначены для перевозки багажа и грузов пассажиров; загруз-
ка багажников производится через передний грузовой люк 4 и зад-
нюю багажную дверь 11.

Багажник 24 расположен с левой стороны между шпангоутами
№ 7 и 11. Со стороны прохода он закрыт капроновой сеткой. Багаж-
ник имеет две полки. Рамы полок выполнены из прессованных про-
филей п гнутых балок. Сверху к раме приклепана обшивка из
стеклотекстолита. Полки со стороны прохода крепятся к вертикаль-
ной трубе кронштейнами и болтами, к борту фюзеляжа — винтами.
Между полками и перегородкой по шпангоуту № 11 установлены
крючки гардероба экипажа.

Задний багажник 14 расположен между шпангоутами № 38
и 40 и закрыт капроновой сеткой, которая крепится к полу, потол-
ку и бортам карабинами.

Облицовка багажников и гардеробов выполнена из фанеры
и крепится винтами к шпангоутам.

Между шпангоутами № 31 и 34 по левому борту размещен вес-
тибюль 16, а по правому — буфет 9 и туалет 10. Борта вестибюля
16 имеют жесткую фанерную облицовку, оклеенную тестовинитом.
Пол вестибюля выполнен из фанерных панелей, оклеенных автоби-
7 Z

Рис. 164. Буфет и рабочее место
бортпроводника

тумом. Панели потолка в районе
шпангоутов № 31—34 крепятся ь
каркасу винтами; на этих пане-
лях установлены плафоны осве
щения вестибюля.

Буфет 9 и рабочее место борт-
проводника 17 расположены меж-
ду шпангоутами № 31 и 32. Ра-
бочее место бортпроводника
(рис. 164) оборудовано мягким
откидным креслом 7 с привязны-
ми ремнями, электрощитком и
щитком СГУ-15 (поз. /).

В комплект оборудования бу-
фета входят: стол 5, два стан-
дартных контейнера 6, ящик для
отходов, мойка (кран мойки 4)
и бак-термос 2. Стол 5 буфета
изготовлен из фанеры с пенопла-
стовым наполнителем. Сверху
стол оклеен листовым дюралю-
минием, в стол вмонтирована
мойка. Стол крепится к перего-
родкам туалета и вестибюля. Над
столом имеется плафон освеще-
ния 3.

В комплект оборудования ту-
алета входят: туалетный столик,
умывальник с краном, два зерка-
для использованной бумаги

ла, плафон освещения, контейнер

и пакетов, мыльница, два щеткодержателя, крючки для полотен-
ца, поручень и лампа-кнопка для вызова бортпроводника и кнопка

смыва унитаза.

Раковина умывальника вмонтирована в горизонтальную панель
столика. На вертикальной панели расположены гнездо с нишей
для чистой бумаги и окно для использованной бумаги, под которым
установлен контейнер. Для снятия контейнера на верти-
кальной панели столика имеются дверки. Пол туалета покрыт лино-
леумом.

Дверь туалета открывается в сторону вестибюля. На двери ус-
тановлены ручки с кнопками, соединенными с защелкой, удержи-
вающей дверь в закрытом положении. На внутренней поверхности
двери установлен замок с ручкой, сблокированной с трафаретами:
«Свободно», «Занято». Когда туалет занят, то с наружной стороны
замок двери открывается ключом, если туалет свободен — дверь
открывается на себя за ручку с одновременным нажатием кнопки.

Вестибюль, гардероб и багажные помещения освещаются круг-
лыми плафонами, расположенными на потолке этих помещений.
В туалете установлен плафон с лампой дневного света.
Для хранения медикаментов на самолете имеется аптечка, ус-
тановленная на перегородке шпангоута № 31. Корпус аптечки из-
нутри разделен на ячейки. Крышка аптечки имеет ручку с пружин-
ной защелкой.

Система водоснабжения и канализации

Система водоснабжения и канализации санузла (рис. 165) со-
стоит из бака 1 для воды, мойки 27 буфета с краном 28, рако-
вины 8, умывальника с- краном 9 и педалью 14 для подачи воды
в умывальник, системы водопроводов, водозаправочной панели 22,
а также ассенизационного узла, включающего унитаз 7 с клапаном,
бак 23, фильтр 24, насос 11, сборник утечек 13, сливную панель 15,
вентиляционной трубы 20, штуцеров 16 и 19, сливного клапана 17
и кнопки 18 включения насоса. Система водоснабжения и канали-
зации служит для подачи воды к умывальнику туалета, мойке бу-
фета, отвода сточной воды из умывальника и мойки, а также для
смыва унитаза.

Вода к умывальнику и мойке подается самотеком из бака 1,
установленного над буфетом. Бак емкостью 25 л выполнен свар-
ным из листов нержавеющей стали. Для осмотра и очистки бака
в верхней части имеется люк с крышкой. На передней стенке име-
ется указатель поплавкового механизма для определения количест-
ва находящейся в баке воды.

В баке установлена труба 3 понижения уровня и сигнальная
труба 6, внутри которой находится водозаправочная труба 5. На
конце сигнальной трубы, находящейся в баке, имеется клапан 29,
автоматически закрывающий водозаправочную 4 и сигнальную 6
трубы после заправки бака.

В верхнюю часть бака вварен штуцер дренажной трубы 2,
в днище бака — патрубок слива воды. Вода в бак заправляется
от аэродромного водозаправщика через водозаправочную панель
22, расположенную на правом борту фюзеляжа между шпангоута-
ми № 32 и 33. Окончание заправки бака определяется по появле-
нию воды из сигнальной трубы 6.

Педаль 14, находящаяся на полу у туалетного столика при по-
мощи тяги соединена с краном 9, расположенным внутри туалет-
ного столика под раковиной 8 умывальника. Под раковиной умы-
вальника находится и кран 10 для ускоренного слива воды из
бака 1 в бак 23 ассенизационного узла.

Кран 28 мойки установлен над раковиной 27 буфетного столика.
Вода в мойку буфета подается поворотом головки крана против
часовой стрелки. Вода из раковин умывальника и мойки сливается
в унитаз 7.

Трубы системы водоснабжения изготовлены из нержавеющей
стали. Водозаправочная панель 22 обогревается в полете горячим
воздухом.
На самолете применена рециркуляционная система промывки
унитаза, которая не требует расхода воды для смыва нечистот.
Из унитаза 7 нечистоты поступают в бак 23, где смешиваются со
специальной химической жидкостью СТ-2 и подвергаются химиче-
ской обработке, заключающейся в дезинфекции нечистот, уничто-
жении запаха, частичном растворении и размельчении твердых
частиц. Таким образом, смыв стенок унитаза производится хими-
чески обработанной и отфильтрованной смесью.

В верхней части бака 23 подведена труба для слива воды из
мойки буфета, а в боковой части этого бака вварен патрубок с кла-
паном для присоединения трубы слива из раковины умывальника.

Рис. 165. Схема водоснабжения и канализации санузла:

I — бак для воды; 2 — труба дренажная: 3 — труба понижения уровня; 4 — труба подачи
воды в умывальник; '5 — труба водозаправочная; 6 — труба сигнальная; 7 — унитаз; 8 — ра-
ковина умывальника; 9—кран умывальника; 10— кран ускоренного слива; // — насос
ЭЦН-104; 12— клапан промывки фильтров и иасоса; 13 — сборник утечек; 14— педаль по-
дачи воды в умывальник; 15 — панель слнвная; 16 — штуцер промывки фильтра и иасоса;
17 — клапан сливной; 18— кнопка включения насоса ЭЦН-104 при промывке бака; 19 —
штуцер промывки и заправки бака химжидкостью; 20 — труба вентиляционная; 21 — обогрев;
22—панель водозаправочиая; 23—бак ассенизационного узла; 24— фильтр; 25 — трубопро-
вод; 26 — труба для слива воды из мойки буфета; 27 — мойка буфета; 28 — край мойки;

29 — клапан запорный
Унитаз в верхней части имеет кольцевой канал с отверстиями,
через которые производится смыв унитаза профильтрованной хим-
жидкостью СТ-2, поступающей от насоса, который включается
кнопкой 18. Химжидкость СТ-2 в количестве 6 л заливается в бак
23 из аэродромной машины МА-7 через штуцер 19, находящийся
на сливной панели 15.

Если машины МА-7 нет, химжидкость заливается вручную свер-
ху, через унитаз.

Бак 23 сварен из листов нержавеющей стали и крепится к кар-
касу фюзеляжа в трех точках: к рельсу в районе шпангоута № 32,
к профилю в районе шпангоута № 34 и фланцем к сливной пане-
ли 15.

Фильтр 24 состоит из наружного проволочного фильтра грубой
очистки и сетчатого внутреннего фильтра тонкой очистки. В верх-
ней части фильтр имеет траверсу крепления к верхней стенке
бака 23.

Основанием фильтр вставляется в стакан и опирается на дне
бака на резиновую шайбу. Все детали проволочного и сетчато-
го фильтров выполнены из нержавеющей стали.

Клапан 12 для промывки сетки насоса и фильтра состоит из
корпуса, в котором находится поршень с пружиной. Клапан кре-
пится к насосу специальной гайкой. Верхний патрубок клапана 12
присоединен к трубе, идущей к каналу смыва унитаза, нижний
с. поршнем присоединен к трубе, идущей от штуцера 16 на сливной
панели.

Жидкость от насоса 11 поступает в верхний патрубок клапа-
на 12. Нижний патрубок клапана в это время закрыт поршнем.
Для промывки сетки насоса и фильтра на земле к штуцеру 16 на
сливной панели подключают шланг аэродромной машины МА-7.
Вода, идущая под напором, преодолевает сопротивление пружины
клапана 12, поршень отходит от седла и перекрывает верхний па-
трубок клапана. Вода поступает в насос, и затем через фильтр —
в бак 23.

Для предотвращения замерзания жидкости в баке и скопивше-
гося конденсатора в штуцерах сливная панель в полете также обо-
гревается горячим воздухом.

Для слива жидкости, просачивающейся через резиновые ман-
жеты насоса 11 при его работе, под полом кабины установлен сбор-
ник утечек 13, выполненный в виде прозрачного стакана с крон-
штейном крепления. Доступ к приемнику утечек производится
через люк в полу пассажирской кабины между шпангоутами № 30
и 31.

Сверху унитаз закрыт кожухом, на котором находится откиды-
вающаяся пластмассовая крышка с сиденьем. Для удобства обслу-
живания унитаза кожух установлен на шарнирах. Для фиксации
кожуха в закрытом положении служат два стяжных замка. В от-
крытом положении кожух фиксируется штангой.

Для подхода к насосу 11 в нижней части перегородки туалета
по шпангоуту № 34 имеется лючок.
ГЛАВА X

ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ

Техническая эксплуатация самолета заключается в подготовке
его к полету, эксплуатации в полете, выполнении работ по техни-
ческому обслуживанию и хранению.

При подготовке самолета к полету производят его осмотр по
установленному маршруту и заправку бортовых систем жидкостя-
ми и газами.

Заправка самолета топливом, маслами,
специальными жидкостями и зарядка газами

Самолет заправляется топливом, маслами, жидкостями и газа-
ми по регламенту или по заявке экипажа. К заправке самолета
и его систем допускаются специально выделенные для этой цели
лица. Перед допуском к заправке проверяющий осуществляет конт-
рольный осмотр средств заправки самолетов и аэродромную про-
верку качества подвезенного топлива, смазочных материалов
и жидкостей.

Во время осмотра проверяются:

а)	исправность и чистота фильтрующих и раздаточных уст-
ройств;

б)	соответствие физико-химических показателей топлива, сма-
зочных материалов и специальных жидкостей, указанных в паспор-
тах (контрольном талоне на горючее) требованиям ГОСТ, инструк-
ции по технической эксплуатации данного образца авиационной
техники;

в)	отсутствие механических примесей и воды (кристаллов
льда) в топливе, смазочных материалах и специальных жидкостях
визуальной проверкой проб, слитых в стеклянную посуду из отстой-
ников емкостей средств заправки.

При положительных результатах контрольного осмотра средств
заправки самолетов и проверки качества топлива, смазочных мате-
риалов и специальных жидкостей проверяющий пишет в паспорте
(контрольном талоне на горючее) «Заправку разрешаю».

Заправка топливом. Заправка топливом, как правило, произво-
дится накануне полетов. Транспортные самолеты заправляются
осредненным количеством топлива, поскольку избыток его резко
сказывается на увеличении расхода. Дополнительно самолеты до-
заправляют в зависимости от потребной дальности полета, после
того как станет известно конкретное задание.

Для реактивных двигателей применяются следующие марки
топлива: Tl, ТС-1 и Т-2.

Техническая дальность и техническая продолжительность поле-
та всех самолетов при заправке топливом ТС-1, Т-2 или смесью
этих топлив с топливом Т-1 по сравнению с технической далыю-
стью и продолжительностью полета самолетов при заправке их
топливом Т-1 уменьшается, так как топливо Т-1 обладает наиболь-
шей плотностью.

Уменьшение технической дальности ЛТг.п и продолжительности
горизонтального полета самолета Тгл определяется по формулам:

г-п— Q '

где W — полная емкость топливной системы самолета, л;

у— плотность топлива, г/см3;

q — километровый расход топлива на выбранном режиме,
л/км;

Q — часовой расход топлива на выбранном режиме, л/ч.

Топливорегулирующая аппаратура двигателей настроена на оп-
ределенную плотность топлива, поэтому при замене одного топли-
ва другим, а также в случае смешения указанных топлив при до-
заправках самолетов необходимо проверить работу двигателей на
максимальных оборотах. В случае выхода последних из пределов
эксплуатационных допусков топливные насосы регулируют в со-
ответствии с инструкцией по эксплуатации двигателя, при этом
следят за тем, чтобы температура газов не превышала допустимых
пределов.

Заправляемое топливо должно быть чистым, в нем не должно
быть механических примесей и воды. Механические примеси могут
привести к засорению форсунок, заеданию и износу механизмов
топливной аппаратуры.

Даже небольшое количество воды, содержащейся в топливе
в виде эмульсии, крайне отрицательно сказывается на работе агре-
гатов топливной аппаратуры двигателя, вызывая коррозию, что
резко снижает их надежность.

В связи с этим при эксплуатации следует обращать особое вни-
мание на контроль топлива и особенно тщательно проверять его
на содержание влаги и других вредных примесей.

Запрещается заправлять топливом (маслом и другими специ-
альными жидкостями) самолет, находящийся в потоке газов и пы-
ли от рулящих самолетов, вертолетов.

При заправке самолета топливом необходимо соблюдать сле-
дующие меры предосторожности:

1.	При заполнении баков топливом через заправочные горло-
вины (если не предусмотрена заправка под давлением) по оконча-
нии заправки сразу закрывать баки пробками, так как возможно
протекание топлива из вышерасположенных баков и его проли-
вание.

2.	Не допускать проливания топлива на лакокрасочные покры-
тия и резиновые изделия, так как это приводит к ускоренному их
разрушению.
3.	Не допускать попадания топлива на кожу человека, что мо-
жет привести к ожогам, а если оно содержит жидкость «И», то
и к отравлению.

Кроме того, при заправке самолета необходимо соблюдать меры
противопожарной безопасности, так как при перекачивании топли-
ва из резервуара в топливные системы из-за трения топлива о стен-
ки гибкого шланга возникают электростатические заряды, способ-
ные вызвать электроискру в топливной емкости. Вместе с этим
в результате трения о воздух самолета в полете он сам заряжает-
ся статическим электричеством, и после посадки при плохом зазем-
лении этот заряд не всегда уходит в землю.

В процессе заправки топливом между раздаточным пистолетом
и заправочной горловиной также может появиться искра и возник-
нуть пожар. Поэтому для его предупреждения необходимы:

надежное заземление самолета и топливозаправщика;

хорошая металлизация гибкого шланга и плотное соединение
ее с раздаточным пистолетом и наконечником заземления топливо-
заправщика;

плотное прижатие раздаточного пистолета к корпусу заправоч-
ной горловины;

запрет проверки уровня топлива в баках в ночное время осве-
щением открытым пламенем.

При заправке возможно переполнение баков и выбивание топ-
лива из заправочной горловины. В этом случае самолет удаляют
с облитого топливом места и принимают меры предосторожности
против воспламенения разлившегося топлива.

Если в отсеке заправочной горловины нарушена резиновая изо-
ляция и топливо попадает в отсек двигателя, необходимо длитель-
ное проветривание во избежание воспламенения паров топлива
при запуске двигателя.

Для принятия срочных мер по ликвидации возникшего пожара
места заправки авиационной техники оборудуются углекислотны-
ми огнетушителями и противопожарным инвентарем.

Заправлять самолет топливом можно через пульт
централизованной заправки (автоматически) или через заливные
горловины (вручную). При централизованной заправке топливо за-
ливается одновременно во все группы баков или в любой другой
последовательности.

Перед централизованной заправкой самолета топливом необ-
ходимо:

проверить противопожарные средства на стоянке самолета;
снять заглушки с заборников дренажа топливных баков;

заземлить самолет и топливозаправщик;

открыть створку основной опоры шасси гондолы правого двига-
теля;

проверить чистоту бортового заправочного штуцера и наконеч-
ника для заправки топливом под давлением;

соединить наконечник с бортовым заправочным штуцером;

подключить аэродромные средства электропитания.
Управлять централизованной заправкой необходимо со щитка
заправки в следующем порядке:

а)	включить автомат защиты сети электропитания постоянным
током (27 В) кранов заправки, автомат защиты сети электропита-
ния переменным током блока заправки (115 В), АЗС сигнализации
контрольного давления и, если заправка производится в ночное
время, тумблер включения освещения щитка заправки;

б)	нажимая на соответствующие тумблеры в течение 13—15 с
в положение «Открыто», открыть заправочные краны заправляе-
мых групп баков и убедиться по сигнальным лампам (лам-
па горит только при закрытом положении крана), что краны от-
крылись;

в)	включить насос топливозаправщика; при загорании на щит-
ке заправки красной лампы от сигнализатора СД-24А необходимо
снизить давление, создаваемое насосом топливозаправщика (допу-
стимое давление заправки 3,5 кгс/см2).

При достижении то'пливом уровня срабатывания сигнализатора
полной заправки загорается желтая лампа и автоматически закры-
вается кран заправки, после чего загорается синяя лампа. Если
баки-отсеки должны быть заправлены не полностью, заправочные
краны закрываются вручную. Для этого необходимо, нажимая на
соответствующий тумблер в течение 13—15 с в положение «За-
крыто», закрыть кран и убедиться по загоранию синей сигнальной
лампы, что он закрылся.

Во время заправки самолетная сеть должна быть под на-
пряжением. Если самолетная сеть обесточена, после заполне-
ния баков топливом заправочные краны не отсекут потока топлива,
подаваемого заправщиком, и при случайном заедании поплавкового
клапана баки“и крыло могут быть разрушены.

После заполнения всех групп топливом необходимо:
выключить все тумблеры и АЗС на щитке заправки;

откачать топливо из трубопроводов заправки самолета в топ-
ливозаправщик;

после откачки топлива отсоединить наконечник от бортового
заправочного штуцера;

закрыть заглушкой бортовой заправочный штуцер;

закрыть створку правой основной опоры шасси.

После заправки самолета топливом нужно убедиться, что нет
течи топлива из топливных баков по нижней поверхности крыла,
из сливных кранов и контрольных трубок сальников подкачиваю-
щих насосов.

Если для выполнения полета требуется иметь полностью за-
правленные баки, то после централизованной заправки следует до-
заправить их через верхние заливные горловины.

Для заправки самолета топливом через заливные горловины
необходимо:

заземлить топливозаправщик и самолет;

открыть заливные горловины, предварительно убедившись в их
чистоте;
проверить чистоту пистолета топливозаправщика, заземлить его,
вставить пистолет в заливную горловину, нажать гашетку пистоле-
та и дать команду водителю топливозаправщика, чтобы он вклю-
чил насос.

При заправке самолета топливом нельзя допускать попадания
в заливные горловины пыли, влаги и снега. В ночное время для
освещения следует пользоваться взрывобезопасными перенос-
ными прожекторами пли электрическими фонарями батарейного
типа.

Заправка самолета топливом должна производиться с помощью
топливозаправщиков с исправными фильтрами, заборными и раз-
даточными устройствами и заземлением.

Заливные горловины, фильтры и агрегаты, соединенные с внут-
ренней полостью топливозаправщика, должны быть опломбирова-
ны.

На топливо у заправщика должен быть паспорт с отметкой
сменного инженера или ОТК АТБ, разрешающего заправку. В топ-
ливе, слитом из отстойника топливозаправщика, не должно быть
механических примесей, воды или кристаллов льда.

Заправка баков производится в порядке, обратном расходова-
нию топлива двигателями. В первую очередь заправляется вторая
левая и правая группы, и во вторую очередь — первые группы. Для
сокращения времени заправки разрешается вести заправку обеих
групп баков одновременно.

Заправка маслом масло- и гидросистем. Для смазки трущихся
деталей реактивных двигателей, а также для охлаждения деталей
ротора двигателя применяется наиболее распространенное авиа-
ционное масло МК-8 или трансформаторное в смеси с маслами
МС-20 или МК-22.

Заправлять самолет маслом необходимо в следующем порядке:
заземлить маслозаправщик;

открыть крышку маслобака и, убедившись в чистоте горловины,
заправить маслом самолет. При этом маслозаправщик должен
иметь исправные фильтрующие заборные и раздаточные устрой-
ства.

Количество заправленного масла определяется по масломеру
и мерной линейке, на которой нанесена отметка «Макс. запр.». Ре-
комендуемая заправка бака маслом — 37 л.

Заливные горловины, фильтры и агрегаты, соединенные с внут-
ренней полостью маслозаправщика, должны быть опломбированы.

На масло у заправщика должен быть паспорт с отметкой смен-
ного инженера или инженера ОТК АТБ, разрешающего заправку
самолета.

Запрещается дозаправлять бак маслом при работающем дви-
гателе.

Слив масла из маслосистемы производится в не-
скольких точках: флюгерного насоса, маслорадиатора, корпусов
опор ротора, коробки приводов, лобового картера и регулятора
оборотов.
Из маслобака и флюгерного насоса масло сливается через кран
флюгерного насоса, из маслорадиатора — через сливную пробку
маслорадиатора, а из двигателя — через краны на лобовом карте-
ре и на входном патрубке насоса подпитки, а также через фильтры
лобового картера и регулятора оборотов.

После слива масла сливные краны и пробки необходимо за-
крыть.

Заправка гидравлической системы. Гидравлическая система са-
молета Ан-24 заправляется жидкостью (маслом) АМГ-10. Если
жидкость перед заправкой из системы была полностью слита, то
заполнять ее необходимо в следующем порядке:

а)	установить самолет на подъемники;

б)	зарядить гидрогазовый аккумулятор азотом до давления
60 кгс/см2;

в)	подключить наземный гидравлический агрегат с резервным
баком к напорной магистрали основной системы;

г)	включить агрегат и повысить давление до 150 кгс/см2, при
этом автомат разгрузки переключит поток жидкости из системы
в маслобак;

д)	залить в гидравлический бак 25 л жидкости АМГ-10; уровень
жидкости проверяется по масломеру на приборной доске;

е)	после выполнения гидравлического бака произвести пооче-
редное срабатывание всеми агрегатами как основной, так и аварий-
ной систем до полного удаления воздуха из них (запрещается
эксплуатация гидравлической системы при наличии в ней воздуха).

В процессе удаления воздушных пробок уровень жидкости в гид-
равлическом баке понизится. Дозаправлять его нужно через залив-
ную горловину на заднем зализе центроплана.

Для полного слива жидкости из системы необходимо:

а)	разгерметизировать гидравлический бак, открыв заглушку
его дренажной системы;

б)	разрядить гидроаккумулятор, нажимая на тормоз;

в)	подсоединить один конец шланга к емкости для слива жид-
кости, а другой — к бортовому штуцеру всасывающей магистрали.

Через несколько минут жидкость из гидробака сольется до ава-
рийного остатка. Аварийный остаток сливается через всасываю-
щий штуцер аварийной насосной станции.

При сливе жидкости АМГ-10 из системы нельзя допускать ее
разбрызгивания и попадания на электро- и радиооборудование
и проводку, кислородные трубки и кислородное оборудование. Для
слива надо пользоваться только специальной посудой.

Зарядка сжатым воздухом. Перед зарядкой систем самолета
воздухом (азотом) необходимо убедиться в том, что вентили, кра-
ны, пропускающие воздух (азот) в бортовые емкости, вентили,
краны управления аварийным выпуском шасси, закрылков и т. д.
открыты. Зарядка систем осуществляется через бортовые зарядные
штуцера.

До подсоединения зарядного шланга к бортовому штуцеру
шланг продувают сжатым воздухом для удаления влаги или кри-
10*	283
сталлов льда. Особенно осторожно производят заправку в зимнее
время, когда аэродромные емкости только что подвезены с заряд-
ной станции. Если в компрессоре зарядной станции окажутся не-
исправными осушительные патроны и сконденсированная влага
внутри емкостей не успеет вымерзнуть, то после зарядки системы
самолета влажным воздухом могут выйти из строя фильтрующие

. элементы из-за их обмерзания.

Подсоединяя зарядный шланг воздухозаправщика к бортовому
штуцеру самолета, следует помнить, что небрежное закрепление
шланга может привести к самопроизвольному рассоединению и на-
несению травм обслуживающему персоналу и повреждению само-
лета.

Зарядив систему до потребного давления, до отсоединения шлан-
га стравливают из него давление и только после этого отсоединяют
от бортового штуцера. После зарядки систем сжатыми газами
убеждаются по кабинным манометрам, нет ли утечки газов из си-
стемы.

Зарядка кислородом. При зарядке систем самолета кислородом
соблюдают особые меры предосторожности, так как соприкоснове-
ние кислорода с маслом приводит к взрыву. Применяемый для за-
рядки инструмент обезжиривают, а на руки надевают белые чистые
перчатки или рукавицы.

Зарядка системы газообразным Кислородом всегда осуществля-
ется чистым медицинским кислородом (сорт А, ГОСТ 5583—58).
На паспорте кислорода должна быть виза врача о том, что он при-
годен для заправки самолетных систем.

Подсоединение раздаточного шланга кислородозаправщика
к штуцеру на самолете производят только после проверки их чис-
тоты и отсутствия влаги.

Кроме указанных мер безопасности, необходимо следить за
плавностью открытия вентилей систем, находящихся под давлени-
ем кислорода, так как резкое открытие их может привести к раз-
рушению и воспламенению уплотнительных прокладок.

Для поддержания нормальных жизненных условий экипажа на
многих современных самолетах используется жидкий кислород,
заполняемый в специальные резервуары, а для обеспечения более
устойчивого аварийного запуска двигателей на больших высотах
полета — технический кислород.

Кислородное оборудование самолета состоит из двух кислород-
ных приборов КП-21 с маской КМ-15М и двух переносных балло-
нов КБ-3. Один кислородный прибор установлен в кабине пило-
тов, второй — в пассажирской кабине (без маски КМ-15М).

Зарядка баллонов производится от кислородной станции
АКЗС-40 или от наземных баллонов с медицинским кислородом до
давления 30 кгс/см2. В процессе зарядки необходимо строго соблю-
дать правила по технике безопасности, чтобы избежать взрыва са-
молетного кислородного оборудования и заправочных средств.

Кислородное оборудование используется для питания кислоро-
дом в разгерметизированной и загерметизированной кабине. В раз-
герметизированной кабине баллон КБ-3 с прибором КП-21 обеспе-
чивает питание кислородом на высоте 6000 м в течение 8—10 мин.

Заправка системы впрыска воды. Система впрыска воды во вход-
ной канал двигателя АИ-24 предназначена для восстановления
взлетной мощности двигателя при высоких температурах и пони-
женном барометрическом давлении окружающего воздуха.

Заправлять воду в систему впрыска нужно в следующем поряд-
ке: открыть крышку водяного бака, размещенного в хвостовой час-
ти гондолы двигателя, убедиться в чистоте заправочной горловины
и залить воду.

В баки системы заправляется дистиллированная или химически
очищенная (деионизированная) вода, полученная из обыкновенной
водопроводной или речной воды в установках испарительного или
ионообменного типа.

Количество залитой воды контролируется по меткам на мерной
линейке бака. В баки системы заправляется не менее 33 л до пред-
полетного опробования двигателей и не менее 30 л до взлета само-
лета.

Сливается вода через сливной кран, установленный в нижней
части водяного бака. После слива воды сливной кран необходимо
закрыть и законтрить.

Если система после слива воды заправляться не будет, то при
опробовании двигателей ее промывают, для чего на приборной
доске переключатель «Впрыск воды в двигатели» устанавливают
в положение «Включено» на время не менее 5 мин. При открытых
кранах загораются две зеленые лампы, расположенные у переклю-
чателя. На сигнальные лампы сигнал поступает от сигнализаторов
давления СДУ-5А-2.6, расположенных на шпангоутах воздухоза-
борников, при появлении давления в коллекторе 2,6 кгс/см2 (при-
мерно через 6—8 с после перевода переключателя в положение
«Включено»).

Заправка водяной системы и санузла. Заправка водяной
системы самолета производится водозаправщиком под давле-
нием 1,5—2 кгс/см2 при плюсовой температуре окружающего воз-
духа холодной водой, а при минусовой температуре — водой, подо-
гретой до температуры 80° С.

Заправка и очистка санузла осуществляется специ-
альной машиной МА-7, предназначенной для очистки туалетных
помещений. В приемный бак ассенизационного узла заправляется
8 л химжидкости СТ-3. При минусовой температуре окружающего
воздуха жидкость подогревается до 20—30° С.

Запуск и опробование двигателя АИ-24 на земле

Работоспособность и надежность силовой установки самолета
и отдельных систем самолета проверяются при запуске и опробо-
вании двигателей. Но поскольку опробование двигателей—доро-
гостоящая операция (расходы на топливо и выработка ресурса),
то оно производится при периодическом и профилактическом обслу-
живании и при замене двигателей.

Запуск и опробование двигателей является одной из наиболее
ответственных операций и производится инженерным составом или
бортмеханиками, специально допущенными к эксплуатации данно-
го типа самолета и двигателей.

Запуск д в и г а т ел я — это процесс вывода двигателя на ре-
жим малого газа. Процесс запуска газотурбинного двигателя со-
стоит из следующих этапов:

раскрутка ротора;

подача и воспламенение топлива в камере сгорания;

вывод двигателя на режим малого газа.

При запуске двигателей контролируются следующие основные
параметры: давление масла в маслосистеме двигателя и в гидрав-
лической системе; давление топлива перед форсунками камеры
сгорания; температура газа за турбиной; напряжение тока в элек-
тросети.

Процесс опробования двигателя (рис. 166) независимо
от типа двигателя состоит из: запуска; прогрева; проверки работы
соответствующих 'приборов и оборудования; прогрева масла в си-
стеме воздушного винта; проверок работы двигателя на одном из
крейсерских режимов, на номинальном и максимальном режимах;
проверки приемистости двигателя; проверок работы системы флю-
гирования воздушного винта антиобледенительной системы и систе-
мы кондиционирования; охлаждения и останова двигателя.

После запуска двигателя производится прогрев его в тече-
ние 3—5 мин на режиме малого газа, чтобы обеспечить прогрев
деталей двигателя, особенно в горячей его части. Несоблюдение
режима прогрева при опробовании двигателя приводит к теплово-
му удару и разрушению деталей горячей части двигателя от терми-
ческой усталости.

Заканчивается процесс прогрева двигателя на одном из крейсер-
ских режимов. В это же время проверяют температуру и расход
воздуха в системе кондиционирования воздуха и в антиобледени-
тельной системе.

После прогрева двигатель выводится на номинальный режим,
на котором фиксируются показания основных параметров двигате-
ля: обороты, крутящий момент, давление масла и топлива, темпе-
ратура газа за турбиной. Затем устанавливается взлетный режим.
Учитывая, что работа двигателя на взлетном режиме является
очень напряженной, продолжительность ее не должна превышать
8—10 с. Закончив проверку основных параметров максимального
режима двигателя, проверяют его приемистость.

Приемистость двигателя является одним из основных
его факторов, влияющих на безопасность полета самолета при по-
садке. Чем лучше приемистость двигателя, тем быстрее можно пе-
ревести его на максимальный режим, необходимый в аварийной
ситуации для ухода самолета на второй круг. Чем меньше приеми-
стость двигателя, тем хуже технико-технические характеристики
₽= Ма упоре	о Постановка на упор

---Снят с упора	Снятое с упора

Рис. 166. График проверки работы двигателя АИ-24

самолета при посадке, особенно на переходных режимах от прер-
ванного режима посадки до набора высоты.

Для проверки приемистости двигателя необходимо РУД из по-
ложения режима малого газа перевести в положение взлетного
режима за 1—2 с. Двигатель при этом должен выйти на взлетный
режим в установленное инструкцией по летной эксплуатации дан-
ного типа самолета время без помпажа, перебоев и тряски. При
проверке приемистости допускается кратковременный заброс тем-
пературы газа за турбиной и оборотов на 5—10% с последующим
восстановлением их до значений, соответствующих установивше-
муся взлетному режиму.

После проверки приемистости двигатель переводится для ох-
лаждения его горячей части на один из пониженных режимов.
После охлаждения в течение нескольких минут двигатель выклю-
чается.

Охлаждаемый двигатель выключается прекращением подачи
топлива. На этапе останова двигателя проверяют продолжитель-
ность свободного вращения ротора (время от момента установки
РУД в положение «Стоп» до полной остановки ротора) и убежда-
ются в отсутствии посторонних шумов.

Запуск двигателей АИ-24 от аэродромных источников электро-
энергии. Перед запуском двигателей необходимо:

удалить на земле в зоне воздушных винтов мусор, камни, лед
и убедиться, что под колесами шасси нет льда;

снять заглушки воздухозаборников двигателей и выхлопных
труб, туннелей масло- и воздухо-воздушных радиаторов, приемни-
ков статического и динамического давлений и воздухозаборников
генераторов;

под колеса шасси установить упорные колодки;

при температуре окружающего воздуха ниже —25° С подогреть
двигатели наземными аэродромными подогревателями до темпера-
туры 10—20° С масла, входящего в двигатель.

Кроме того, перед запуском двигателей необходимо проверить;

легко ли вращаются (без постороннего шума) роторы двигате-
лей при проворачивании их за лопасти воздушных винтов;

находятся ли лопасти воздушных винтов на метке угла запуска,
равного 8°;

нет ли обледенения воздухозаборников двигателей и воздушных
винтов;

открыты ли дренажи топливной системы;

наличие противопожарных средств около самолета;

закрыты ли выходные двери и люки;

установлены ли переключатели «Борт. Аэродром» в положении,
соответствующем выбранному источнику питания; аварийного
питания «Автомат. — Ручное» —в нейтральном положении, «Оста-
нов двигателя» — в положении «Открыто»;

закрыт ли отбор воздуха от двигателей;

выставлены ли суммарные шкалы РТМС-0.85-Б1 согласно за-
правке топливных баков;

давление в гидросистеме, которое должно быть не менее
110 кгс/см2;

напряжение бортовых аккумуляторных батарей, которое должно
быть не ниже 24 В;

выключены ли генераторы постоянного и переменного тока за-
пускаемого двигателя;

нормально ли работает система АРТМ, для чего следует вруч-
ную открыть заслонки маслорадиаторов и поставить переключатель
управления заслонками в положение «Автомат» (при этом заслон-
ки должны закрыться);

количество масла в маслобаках (должно быть 37 л).

В кабине пилотов перед запуском двигателей необходимо:
включить необходимые для запуска АЗС;

проверить систему обогрева кабины и коков, для чего выклю-
чатель этой системы установить в положение «Основная ^система»
на время, требующееся для закрытия створок ВНА, после чего вы-
ключатель установить в нейтральное положение;

проверить и подготовить противопожарную систему самолета;
установить самолет на стояночные тормоза;

расстопорить рычаги управления двигателями, проверить лег-
кость их хода и установить их в положение земного малого газа
(0°поУПРТ);

установить переключатели «Запуск двигателя» на выбранный
для запуска двигатель, «Холодная прокрутка — Запуск» в положе-
ние «Запуск», «Земля — Воздух» на щитке запуска — в положение
«Земля»;
открыть пожарный кран запускаемого двигателя (при этом за-
горается зеленая лампа);

включить подкачивающие насосы топливной системы (при
этом загораются зеленые лампы сигнализации давления топлива,
подаваемого насосами);

установить переключатели ПРТ-24 в положение «Включено»,
упора винта — в положение «Снят с упора».

При запуске двигателей от аэродромного источника электро-
энергии необходимо убедиться в том, что кабель аэродромного пи-
тания переменного тока подсоединен к бортсети.

После проведения указанных работ можно приступать к запуску
двигателей нажатием на 1—2 с кнопки «Запуск двигателя», после
чего должна загореться лампа работы АПД-27, и не более чем че-
рез 120 с двигатель должен выйти на обороты малого газа
(13 900+225 об/мин).

Процесс запуска двигателя после нажатия пусковой кнопки
происходит в такой последовательности:

а)	вступает в работу стартер-генератор СТГ-18ТМ, получаю-
щий питание через пусковое сопротивление, которое обеспечивает
малый пусковой ток, а также подается питание на пусковые свечи
и клапан останова двигателя;

б)	на третьей секунде пусковое сопротивление шунтируется,
а стартер-генератор подключается непосредственно к сети 24 В,
при этом начинается интенсивная раскрутка ротора двигателя;

в)	на девятой секунде включается регулятор мощности
РУТ-600Д и подается напряжение на электроклапан пускового топ-
лива, который открывает доступ топлива к пусковым форсун-
кам; происходит воспламенение пускового топлива в камере
сгорания;

г)	на пятнадцатой секунде выключается регулятор мощности
РУТ-600Д и стартер-генератор подключается на напряжение 48 В;

д)	на двадцатой секунде обесточивается клапан останова дви-
гателя, и в камеру сгорания через рабочие форсунки начинает под-
водиться топливо, которое воспламеняется от факела пускового
топлива; происходит повторное включение регулятора мощности
РУТ-600Д;

е)	на двадцать восьмой секунде отключается система зажига-
ния и прекращается подача пускового топлива;

ж)	при частоте вращения ротора двигателя 5000—7350 об/мин
(33—48%) стартер-генератор отключается пневмоэлектрическим
выключателем ВС-1. Если отключения по оборотам не произойдет,
то программный механизм АПД отключит стартер-генератор по ис-
течении 70 с. При отключении стартер-генератора по оборотам или
по времени автоматическая панель запуска дорабатывает свой
цикл, после чего гаснет сигнальная лампа работы АПД-27;

з)	при частоте вращения ротора двигателя 10 800—11 000 об/мин
(71—72,5%) закрываются клапаны перепуска воздуха за VIII сту-
пенью компрессора, при 12 750—12 950 об/мин (84—85,5%)—кла-
паны перепуска воздуха за V ступенью компрессора.
В процессе запуска необходимо контролировать:
частоту вращения ротора двигателя, которая должна непрерыв-
но нарастать до выхода на режим малого газа;

давление топлива перед форсунками, которое в начале подачи
топлива должно быть 2,0—2,5 кгс/см2, а затем повышаться с увели-
чением вращения ротора двигателя;

напряжение бортовой сети, которое не должно падать ниже
16 В;

напряжение на шине запуска п ток запуска по вольтметру и ам-
перметру, размещенным на вертикальной панели левого пульта;

температуру газа за турбиной, которая не должна превышать
750° С.

Запуск двигателя необходимо прекратить, если имеют-
ся следующие неисправности:

нет воспламенения топлива через 25 с с начала запуска;
температура газов за турбиной поднимается выше 750° С;
устойчиво понижается напряжение бортовой сети ниже 16 В;
прекратилось нарастание частоты вращения ротора двигателя
в процессе запуска (двигатель «завис»);

не появилось давление масла на входе в двигатель через 30 с
с начала запуска;

стрелка амперметра шины запуска устойчиво заходит за отмет-
ку 1000 А (более 3—4 с);

произошло преждевременное отключение стартер-генератора
при частоте вращения ротора двигателя менее 33%.

Запуск двигателя необходимо прекращать краном останова
двигателя. Если при установке крана останова в положение «За-
крыто» подача топлива на форсунки не прекращается (что опреде-
ляется по наличию давления топлива перед форсунками), следует
немедленно включить аварийную систему флюгирования.
Срабатывание аварийной системы флюгирования прекращает пода-
чу топлива в двигатель с одновременным вводом винта во флюгер-
ное положение. Одновременно с включением аварийной системы
флюгирования надо закрыть пожарный кран двигателя.
До выяснения причин неудавшегося запуска повторный запуск не
производить.

Для прекращения запуска при работающем стартер-генераторе
переключатель «Останов двигателя» необходимо поставить в поло-
жение «Закрыто» и выключить стартер-генератор кнопкой «Пре-
кращение запуска». При отключенном стартер-генераторе запуск
прекращается переводом переключателя «Останов двигателя»
в положение «Закрыто».

Если при запуске двигателя температура газов за турбиной до-
стигает 760° С в течение не более 5 с, то такой двигатель может
быть допущен к дальнейшей эксплуатации после осмотра через
выхлопную трубу лопаток III ступени турбины и соплового аппара-
та с записью в формуляре двигателя величины и продолжительно-
сти заброса температуры и результатов осмотра (забоины, трещи-
ны и металлический налет на лопатках не допускаются).
Если продолжительность заброса температуры (760° С) прев-
зойдет 5 с или температура превысит 760° С, двигатель с самолета
необходимо снять и направить в ремонт.

В том числе, если стартер-генератор при частоте вращения ро-
тора двигателя 7350 об/мин (48%) не отключается (что контроли-
руется по току шины запуска), то во избежание поломки его необ-
ходимо отключить кнопкой «Прекращение запуска». Особое внима-
ние на обороты отключения стартер-генератора следует обращать
при запусках на высокогорных аэродромах. Запрещается до выхо-
да на малый газ переключатель «Выбор запускаемого двигателя»
переставлять на другой двигатель.

После неудавшегося запуска, когда в двигатель подавалось
топливо и оно не воспламенилось, очередной запуск следует про-
изводить после продувки двигателя «холодной прокруткой»
от стартер-генератора в течение 35 с. Разрешается производить
пять запусков подряд с длительностью работы СТГ-18ТМ не более
чем по 60 с (или четыре запуска с длительностью работы СТГ-18ТМ
по 70 с) с перерывом между ними не менее 3 мин. После пятого
запуска необходимо сделать перерыв для охлаждения стартер-ге-
нератора до температуры 40—50° С (определять на ощупь). Капоты
двигателя при этом рекомендуется открывать.

Для выполнения холодной прокрутки нужно установить:
переключатель выбора двигателя на соответствующий двига-
тель;

переключатель «Земля — Воздух» на щитке запуска в положе-
ние «Земля»;

переключатель «Холодная прокрутка—-Запуск» в положение
«Холодная прокрутка»;

рычаг управления двигателем в положение земного малого га-
за (0°поУПРТ);

выключатель крана останова в положение «Закрыто».

Затем необходимо дать сигнал, предупреждающий о прокрутке
двигателя, и нажать кнопку «Запуск двигателя», после чего стар-
тер-генератор раскручивает двигатель и автоматически отключает-
ся через 35 с. При необходимости прекращения холодной прокрут-
ки можно отключить стартер-генератор нажатием кнопки «Прекра-
щение запуска».

После запуска двигателей необходимо:

а)	переключатель «Земля — Воздух» на щитке запуска поста-
вить в положение «Воздух»;

б)	проверить напряжение генераторов постоянного тока, кото-
рое должно быть равным 28,5 В, включить их в бортсеть самолета;
переключатель «Борт — Аэродром» перевести в положение «Борт»;

в)	проверив напряжение генераторов переменного тока, кото-
рое должно быть равным 115 В, включить их в сеть самолета; вы-
ключить преобразователь ПО-750А;

г)	проверить положение переключателя аварийной сети «Руч-
ное— Автомат» на верхнем электрощитке, который должен быть
в нейтральном положении или в положении «Автомат»;
д)	подать команду об отключении кабелей аэродромного источ-
ника питания.

При запуске двигателей от аэродромного электроагрегата
АПА-2МП к бортовому штепсельному разъему АР-1 должна под-
ключаться розетка, соединенная с генератором, а к разъему АР-2 —
розетка, соединенная с аккумуляторным плечом аэродромного
электроагрегата.

Запуск двигателя АИ-24 от двигателя РУ производится в той же
последовательности, как и от аэродромного источника питания.
При запуске выключатель ГС-24А должен находиться в положе-
нии «Включено», а переключатель «Борт — Аэродром» — в положе-
нии «Борт». Во время запуска двигателей напряжение в бортсети
самолета контролируется по бортовому вольтметру. Устойчивое
снижение напряжения ниже 16 А недопустимо.

В процессе запуска периодически контролируется напряжение
на шине и ток запуска. Через 35—40 с от начала запуска ток в це-
пи запуска должен быть 400—500 А, а напряжение на шине запус-
ка — 55—60 В.

После запуска двигателей, предварительно проверив напряже-
ние генераторов постоянного и переменного тока (оно должно быть
соответственно равным 28,5 и 115 В), включить их в бортсеть само-
лета. Выключить преобразователь ПО-750А, затем — генератор
ГС-24А турбоустановки. Переключатель аварийной сети «Ручное —
Автомат» из нейтрального положения перевести в положение «Ав-
томат» (если запуск двигателей произведен, для взлета самолета).
В таком положении он должен оставаться до останова двигателей.

После запуска двигателей необходимо убедиться по вольтметру
и амперметру, что тока и напряжения на шине запуска нет. При
наличии напряжения и тока на шине запуска взлет самолета запре-
щается.

При запуске двигателя АИ-24 максимальная температура вы-
хлопных газов турбогенератора ТГ-16 на рабочих оборотах не
должна превышать 720° С. Не более чем на 150 запусках двигателя
АИ-24 допускается температура выхлопных газов до 750° С, при
пиковых нагрузках — кратковременный заброс до температуры
780° С.

Диапазон рабочих оборотов турбины —31 000—33 500 в минуту.
Допускается просадка оборотов при пиковых нагрузках до
29 000 об/мин и колебания рабочих оборотов в пределах —
550 об/мин на I ступени нагрузки.

При резком сбросе нагрузки допускается заброс оборотов до
35 000 об/мин. При забросе оборотов свыше 35 000 об/мин турбоге-
нератор подлежит замене. Останов турбогенератора произво-
дится нажатием кнопки «Стоп».

Прогрев и проверка работы двигателя производится в соответ-
ствии с графиком проверки работы двигателя (см. рис. 166) при
подготовке к полету в следующем порядке:

1.	Двигатель прогревают на режиме малого газа (0° при УПРТ)
до достижения температуры масла на входе не ниже 40° С; при от-
292
рицательных температурах наружного воздуха продолжительность
прогрева должна быть не менее 5 мин.

На режиме малого газа обороты должны быть —13 900±
±225 об/мин, давление масла в двигателе — не ниже 3 кгс/см2,
а давление топлива перед форсунками— 11—18 кгс/см2.

Если давление масла на входе в двигатель в течение 1 мин
после выхода на малый газ не достигает 3,0 кгс/см2, двигатель не-
обходимо выключить.

Перетекание масла из маслобака в работающий двигатель до-
пускается в количестве не более 10 л.

2.	После прогрева двигателя нужно дважды изменить режим
его работы от малого газа до режима 0,6 номинальной мощности
(34° по УПРТ) и обратно до малого газа для прогрева маслом ци-
линдровой группы винта.

3.	Устанавливают режим работы двигателя 0,4 номинального
(22° по УПРТ) и проверяют работу генераторов постоянного тока
и параллельность их работы, генераторов переменного тока, систе-
мы высотного оборудования, противообледенительных устройств,
систем выпуска и уборки закрылков, подкачивающих топливных
насосов (по сигнальным лампам).

4.	Проверяют работоспособность системы ПРТ-24А с помощью
кнопок контроля «240» при температуре окружающего воздуха ни-
же 0° С и «360» при температуре окружающего воздуха выше 0° С.
Для проверки необходимо:

а)	убедиться, что переключатель упора винта находится в по-
ложении «Снят с упора»;

б)	установить РУД в положение, при котором температура га-
зов за турбиной равна температуре точки контроля («240» или
«360»);

в)	нажать кнопку контроля и, плавно передвигая рычаг управ-
ления двигателем на 10—15° по УПРТ в сторону увеличения режи-
ма, убедиться, что роста температуры газов за турбиной и давле-
ния топлива на рабочих форсунках нет. При этом вольтметр потен-
циометра ИМ-24А должен показывать положительное напряжение.
Это свидетельствует о нормальной работе системы ПРТ.

При повышении или понижении действительной величины тем-
пературы ограничения на максимальном режиме увеличивается или
уменьшается настройка температуры точек контроля «240» и «360»
на ту же величину.

5.	Проверяют работу флюгерной системы частичным флюгиро-
ванием. Для проверки необходимо:

а)	убедиться, что переключатель упора винта находится в по-
ложении «Снят с упора» (лампы сигнализации давления в каналах
ФШ и МШ горят);

б)	коротким импульсом (0,2—0,3 с) нажать кнопку «Частичное
флюгирование» и отпустить. Кратковременное падение оборотов
на 1,5—2% от режимных с последующим их восстановлением в ис-
ходное положение свидетельствует о нормальной работе системы
частичного флюгирования.
При проверке системы частичным флюгнройанием не допускать
падения оборотов ниже 14 650 об/мин (96,5%). Большее падение
оборотов может привести к резкому ррсту температуры газов
и помпажу двигателя.

6.	Проверяют работу системы автоматического флюгирования
винта по крутящему моменту. Для проверки необходимо:

а)	установить режим работы двигателя 0,7 номинальной мощ-
ности;

б)	установить переключатель упора в положение «Снят с упо-
ра» (лампы сигнализации давления в каналах ФШ и МШ должны
гореть);

в)	включить выключатель проверки автофлюгера по крутящему
моменту (/Икр);

г)	перевести РУД на режим малого газа (0°); в результате это-
го при падении давления масла в ИКМ ниже 10±0,5 кгс/см2 долж-
на загореться сигнальная лампа флюгирования;

д)	после окончания цикла проверки системы автофлюгирования
(судят по прекращению горения сигнальной лампы флюгирования)
выключить выключательглроверки автофлюгера по крутящему мо-
менту.

7.	Проверяют работу датчика и сигнализации системы автома-
тического флюгирования винта по отрицательной тяге. Для провер-
ки необходимо:

а)	установить режим малого газа (0° по УПРТ);

б)	выключатель снятия винта с упора поставить в положение
«На упоре»;

в)	включить выключатель проверки системы автофлюгера по
отрицательной тяге. Исправность датчика автофлюгера по отрица-
тельной тяге контролируется по загоранию лампы сигнализации
срабатывания датчиков автоматического флюгирования. Флюгиро-
вания не произойдет, так как рычаг управления двигателем уста-
новлен на 22±2°;

Примечание. Загорание лампы флюгирования показывает, что вступил
в работу флюгерный насос и автомат времени флюгирования, но лопасти винта
переходят на угол минимального сопротивления вращению и двигатель продол-
жает работать на малом газе. Через 12 с автомат времени флюгирования отклю-
чает электродвигатель флюгерного насоса и сигнальная лампа флюгирования
винта гаснет. Для сокращения времени работы флюгерного насоса рекомендуется
кратковременно вытянуть и отпустить кнопку флюгирования.

г)	выключить выключатель проверки системы автофлюгера по
отрицательной тяге, при этом сигнальная лампа срабатывания дат-
чиков автоматического флюгирования должна погаснуть. Выклю-
чатель проверки системы автофлюгера по отрицательной тяге дол-
жен быть в положении «Выключено», кроме случаев проверки ее
работоспособности, а сигнальная лампа на режимах не должна
гореть.

На остановленном двигателе при запусках и остановах сигналь-
ная лампа срабатывания датчиков автоматического флюгирования
должна гореть (давление масла в командном канале должно быть
ниже 2,5 кгс/см2).	\

8.	Проверяют устойчивость работы двигателя при плавном пе-
ремещении РУД от малого газа до номинального режима, а затем
до взлетного режима при положении переключателя упора винта
«На упоре».

В период работы двигателя на взлетном режиме давление долж-
но быть 8811 кгс/см2 при ограничении мощности и меньше
8811 кгс/см2 при ограничении по температуре газов.

9.	Проверяют работу системы впрыска воды в двигатели по дав-
лению масла в системе измерителя крутящего момента пли по тем-
пературе газа за турбиной.

При использовании системы впрыска воды в двигатели прове-
ряют систему на режиме «Взлет». Система впрыска воды включа-
ется при взлете при работе двигателей с ограничением по темпера-
туре газов, т. е. при работе с уменьшенной взлетной мощностью
из-за уменьшения расхода топлива системой ПРТ.

Значения температуры наружного воздуха (/п.в) и барометри-
ческого давления (рн), при которых двигатель АИ-24 начинает
работать на взлетном режиме с ограничением по температуре га-
зов, указаны в табл.9.

Таблица 9

t	°C  н.в»	20	21.5	23	24.5	26	27
рн, мм рт. СТ.	720	730	740	750	760	770

Мощность двигателя АИ-24 восстанавливается включением си-
стемы впрыска воды при следующих значениях #н.в и рн (табл. 10).

Таблица 10

t ° с н.в>	38	40	42	44	45
рн, мм рт. ст.	720	730	740	750	760

Работа системы впрыска воды проверяется следующим образом:
а) рычаг управления двигателем переводится на режим «Взлет»
при положении переключателя упора винта «На упоре»;

б)	переключатель «Впрыск воды в двигатели» устанавливается
в положение «Включен», загораются через 6—8 с сигнальные лам-
пы и изменяются следующие параметры двигателя:

после включения системы впрыска воды двигатель продолжает
работать с ограничением по крутящему моменту (рикм =
— 88ti кгс/см2); а температура газов за турбиной уменьшается на
50—60° С;	7

двигатель работает на взлетном режуще с ограничением по
температуре газа при /п.в. и больших, чем указанные в табл. 9,
но не выше значений, приведенных в табл. 10; после включения
системы впрыска воды давление в ИКМ увеличится до 881? кгс'см2,
т. е. двигатель переходит на режим работы с ограничением по кру-
тящему моменту;

двигатель работает на взлетном режиме с ограничением по тем-
пературе газа при /[1В и рн больших, чем указанные в табл. 9; после
включения системы впрыска воды двигатель продолжает работать
с ограничением по температуре газа, а давление в ИКМ увеличи-
вается на 15—18 кгс/см2.

Примечание. Загорание сигнальных ламп свидетельствует об открытии
электромеханических кранов системы при наличии в коллекторе давления как
воды, так и воздуха. Поэтому контроль о наличии воды необходимо осуществ-
лять по показаниям рикм 11 Л--

в)	убедившись по восстановлению рИК№ или 110 падению тем-
пературы газа о нормальной работе системы, переключатель
«Впрыск воды в двигатели» переводят в положение «Выключено»,
при этом сигнальные лампы должны погаснуть.

Время проверки системы впрыска воды не должно превышать
15 с с момента включения до момента выключения переключателя
«Впрыск воды в двигатели».

9.	Проверяют работу гидравлического упора винта Для про-
верки необходимо:

а)	установить РУД на режим 0,6 номинальной мощности;

б)	плавно убрать РУД до падения оборотов ротора двигателя
с 15 100±150 об/мин (98,5—100,5%) до 14800 об/мин (97,5%),
после чего переключатель упора винта поставить в положение
«Снят с упора», в результате чего обороты ротора двигателя долж-
ны восстанавливаться до равновесных (режимных).

10.	Проверяют приемистость двигателя. Для проверки необхо-
димо:

а)	установить режим малого газа (0° по УПРТ);

б)	переключатель упора винта поставить в положение «На
упоре»;

в)	за 1,5—2 с перевести РУД от малого газа до взлетного ре-
жима. Время установления взлетного режима при проверке при-
емистости, которое определяется по давлению топлива на рабочих
форсунках, не должно превышать 20 с;

г)	проработать на взлетном режиме 10—15 с, переключатель
упора поставить в положение «Снят с упора» и перевести РУД за
1,5—2 с в положение малого газа (0° по УПРТ). Двигатель дол-
жен плавно перейти на режим малого газа.

Останов двигателя. Перед остановом двигатель должен в тече-
ние 2—3 мин проработать на режиме малого газа (0° по УПРТ)
для охлаждения.
Перед остановом двигателя необходимо:

а) выключить все потребители радиооборудования, навигацион-
ные приборы и преобразователь ПТ-1000Ц, основное освещение
дневным светом пассажирской кабины, оставив при необходимости
включенным дежурное или \ проходное освещение, генераторы
переменного и постоянного тока; поставить в нейтральное по-
ложение переключатель аварийного питания на верхнем элект-
рощнгке.

Останов двигателя производят при питании бортсети от
бортовых аккумуляторных батарей или от бортовых аккумулятор-
ных батарей и генератора ГС-24А при работающем турбогенера-
торе ТГ-16, которые не выключают до полного останова обоих дви-
гателей.

Двигатель останавливают постановкой переключателя «Оста-
нов двигателя» в положение «Закрыто» (в этом положении пере-
ключатель должен оставаться до полной остановки ротора), затем
выключают подкачивающие насосы, закрывают пожарные краны
и замеряют время выбега ротора двигателя с оборотов 7% до пол-
ной его остановки, которое должно быть не менее 60 с.

После останова двигателя необходимо:

а)	поставить переключатель «Останов двигателя» в положение
«Открыто»;

б)	обесточить противопожарную систему;

в)	закрыть створки туннелей маслорадиаторов;

г)	убедиться, что все реостаты выведены, а выключатели и пе-
реключатели на щитках и приборных досках находятся в выклю-
ченном или нейтральном положениях; переключатель «Борт —
Аэродром» поставить в нейтральное положение, обесточив этим са-
молет;

д)	застопорить рули управления самолетом и РУД;

е)	поставить переключатель упора винта в положение «На
упоре».

Допускается уход масла из бака в работающий двигатель при
положении переключателя упора винта «Снят с упора» не более
12 л, при положении «На упоре» — не более 10 л.

Запрещается до полного останова двигателя ставить переклю-
чатель «Останов двигателя» в положение «Открыто» и отключать
электропитание бортсети самолета, а также снижать режим рабо-
ты двигателя при положении воздушного винта «На упоре» до па-
дения оборотов ниже 14 650 об/мин (96,5%), так как это может
привести к росту температуры газов выше допустимого значения
и помпажу двигателя.

В исключительных случаях двигатель может быть остановлен
с любого режима его работы, но после экстренного останова дви-
гателя без предварительного охлаждения необходимо проверить
легкость вращения ротора двигателя проворачиванием воздушного
винта по ходу его вращения. Если ротор вращается туго, последу-
ющий запуск двигателя производят только после его охлаждения,
когда ротор будет вращаться легко.
Если переключателем «Останов двигателя» двигатель остано-
вить не удается, следует немедленно включить аварийную систему
флюгирования и закрыть пожарный кмн. Срабатывание аварий-
ной системы флюгирования прекращает подачу топлива в двига-
тель.

После останова двигателя (турбина и компрессор перестали
вращаться) воздухозаборник закрывают немедленно, а реактив-
ный насадок — не позднее чем через 3—5 мин. Это особенно важ-
но делать при низких температурах и повышенной влажности
окружающего воздуха, при туманной и дождливой погоде и в сне-
гопад.

Особенности запуска двигателя при низких
температурах окружающего воздуха заключаются в измене-
нии удельного веса и вязкости масел, топлив и газов.

При понижении температуры повышается вязкость топлива,
что ухудшает его распыл и испаряемость, а, следовательно, и вос-
пламеняемость. Вязкость масла, как и понижение температуры,
увеличивается, что приводит к значительному увеличению мощно-
сти трения. Повышение плотности воздуха с понижением темпера-
туры также приводит к значительному увеличению мощности тре-
ния. Повышение плотности воздуха с понижением температуры так-
же приводит к увеличению потребного крутящего момента при
запуске двигателя.

Эти факторы способствуют уменьшению избытка мощности тур-
бины над потребной мощностью для вращения ротора, что приво-
дит к увеличению времени выхода двигателя на режим малого
газа.

Для обеспечения надежного запуска при низких температурах
окружающего воздуха турбовинтовые двигатели при температу-
рах— 15° С и ниже подогревают горячим воздухом. Продолжитель-
ность подогрева зависит от температуры окружающего воздуха, си-
лы и направления ветра, мощности источника подогрева и т. д.
Готовность двигателя к запуску после подогрева определяется по
достижении температуры масла 30° С на входе в двигатель и по
легкости проворачивания воздушного винта от руки.

Запуск и опробование двигателя РУ19А-300 на земле

Перед запуском двигателя РУ19А-300 необходимо закрыть лю-
ки и двери, включить подкачивающие топливные насосы правой
половины крыла, переключатель «Запуск — Холодная прокрутка»
установить в положение «Запуск», переключатель управления лен-
той перепуска воздуха установить в положение «Автомат».
При открытой ленте перепуска горит зеленая лампа «Лента
открыта».

После проверки плавности хода РУД устанавливают в положе-
ние «Стоп», открывают пожарный кран и устанавливают главный
выключатель запуска в положение «Включено».
При запуске от аккумуляторных батарей необходимо выключить
все потребители за исключением необходимых для запуска двига-
теля.

Включать аварийную насосную станцию для создания давления
в гидросистеме разрешается (при запуске от бортовых аккумуля-
торных батарей) на оборотах более 70%.

Запуск двигателя производится в следующем порядке. После
установки РУД в положение «Малый газ» необходимо на 1—2 с
нажать кнопку «Запуск на земле». При этом должна загореться
зеленая лампа «Работа ПТ-29». Не более чем через 40—60 с дви-
гатель должен выйти на обороты малого газа.

При достижении оборотов 31 ±2% отключается система запус-
ка, о чем свидетельствует выключение зеленой лампы «Работа
ПТ-29». В момент отключения допускается просадка оборотов дви-
гателя не более чем на 3%. Если отключения по оборотам не про-
изойдет, программный механизм отключит систему запуска че-
рез 40 с.

В процессе запуска контролируют:

обороты ротора двигателя, которые должны увеличиться до
36±!$%;

температуру газа за турбиной; заброс ее до 750° С допускается
на время не более 5 с;

давление масла, которое на режиме малого газа должно быть
не менее 1,2 кгс/см2.

После выхода двигателя на обороты 63% необходимо вклю-
чить генератор ГС-24Б на бортсеть, напряжение должно созда-
ваться 28,5 В.

Главный выключатель запуска устанавливается в положение
«Отключено».

Запуск двигателя необходимо прекратить в следующих слу-
чаях:

температура газов за турбиной поднимается выше 750° С;

напряжение в бортовой сети понижается до 15 В на время бо-
лее чем 2 с;

не воспламеняется топливо через 20 с после начала запуска;
нет давления масла;

произошло преждевременное отключение стартер-генератора.

Запуск двигателя прекращается переводом РУД в положение
«Стоп». Если ко времени прекращения запуска происходит рас-
крутка ротора (горит зеленая лампа «Работа ПТ-29»), то после
перевода РУД в положение «Стоп» необходимо нажать кнопку
«Прекращение запуска».

Повторный запуск можно осуществлять только после продувки
двигателя холодной прокруткой. Холодная прокрутка и повторный
запуск производят только после полного останова ротора двига-
теля.

Холодная прокрутка осуществляется в следующем порядке. При
положении РУД на отметке «Стоп» и переключателя в положении
«Холодная прокрутка» необходимо нажать на 2—3 с кнопку «За-
пуск на земле». При этом генератор ГС-24Б в течение 30 с раскру-
чивает ротор двигателя, а затем автоматически отключается. При
холодной прокрутке обороты должны достигать 11—14%. После
окончания холодной прокрутки переключатель необходимо уста-
новить в положение «Запуск».

При запуске двигателя допускается кратковременное появле-
ние факела пламени на срезе реактивного сопла (за счет выброса
топлива из дренажного бачка).

После двух холодных прокруток подряд необходимо проверить
уровень масла в баке. Если из маслобака ушло более 1 л масла,
его необходимо слить из коробки агрегатов.

Прогрев и проверка работы двигателя производится в соот-
ветствии с графиком (рис. 167) в следующем порядке:

проработав на режиме малого газа 30—40 с, проверить пока-
зания приборов, контролирующих работу двигателя;

плавно увеличив обороты до 94%, проверить показания прибо-
ров, контролирующих работу двигателя;

проработав на режиме 0,9 номинального 30—40 с, плавно уве-
личить обороты до 97±0,5% на 10—20 с и проверить показания
приборов;

проверить приемистость двигателя, для чего через 5—10 с рабо-
ты на малом газе плавно за 1—2 с переместить РУД в положение
«Номинал». Время выхода с оборотов малого газа на обороты
номинального режима (на 2% ниже фактически отрегулиро-
ванных на упоре «Макспмал») должно быть в пределах от
11 до 13 с.

При проверке работы двигателя РУ19А-300 параметры должны
соответствовать указанным в табл. 11 на соответствующих режи-
мах работы двигателя.

Рис. 167. График проверки работы двигателя РУ19А-300
Таблица IF

Режим работы	Частота вращения ротора двигателя		Т °C	рм кгс/сцр	рг кгс/см1	О о  S	Q кг/ч	X мин	Примечание
	рб/мин	%							
Номи- нальный	16 000 ± ±80	97±0,5	720—  740	3,5-4,0	50	от  -30 до  ±100	970	Без огра- ничений	Основной эксплуата- ционный ре- жим для взлета и на- бора высоты
0,9 номи- нального	15 500 ± ±80	94 ±0,5	720	3,5-4,0	50	Тоже		То же	Для запуска основных двигателей, и питания бортсети
0,8 номи- нального Малый  газ	14 850 ± ±80	90±0,5  '’°—2,5	720  730	3,5-4,0  не менее  1,2	50  14	—		я  На земле не более 30 мин	То же
Холодная прокрут- ка		11  14		должно появиться в конце прокрут- ки					

Примечания. I. Частота вращения ротора двигателя (об/мнн н %) и примерны#
часовой расход топлива даны для MCA.

2. Если температура газа за турбиной в течение более 5 мин превышает 740’ С. то для
ее снижения режим работы двигателя необходимо уменьшить до 94—96%-

На всех контрольных и переходных режимах двигатель должен
работать без перебоев, тряски и выброса пламени. Если при про-
верке приемистости температура газа за турбиной продолжает
расти выше допустимого, то необходимо РУД немедленно переве-
сти в положение «Малый газ» и через 1—2 мин повторно прове-
рить приемистость двигателя. При повторном росте температуры
определяется и устраняется причина ее заброса.

После проверки приемистости и работы в течение 5—10 с на
номинальном режиме РУД необходимо перевести в положение
«Малый газ».

После выдержки в течение 20 с на оборотах малого газа дви-
гатель выключают, а при необходимости запуска двигателей
АИ-24ВТ устанавливают режим работы 90—94%.

Останов двигателя производят переводом РУД в положение
«Стоп» с оборотов 80—80,5% после предварительного охлаждения,
в течение не менее 20 с. При останове проверяют открытие ленты
перепуска воздуха на оборотах 63±2% и время выбега ротора,
которое должно быть не менее 35 с. На слух проверяют, нет ли
посторонних шумов и стуков. После останова двигателя закрыва-
ют пожарный кран.
При догорании топлива в камере сгорания в период останова
необходимо осуществить холодную прокрутку.

Прекращается работа двигателя в следующих случаях:

резко падает давление масла;

подтекает топливо или масло;

резко падают обороты ротора;

растет температура газов за турбиной более 850° С;

тряска, пожар или ненормальный шум двигателя.

В аварийных случаях двигатель останавливают на любом ре-
жиме. Если переводом РУД в положение «Стоп» двигатель не вы-
ключается, то останов производится пожарным краном.

Примечания. I. Если РУД переводится недостаточно плавно, то может
наблюдаться некоторое запаздывание закрытия ленты перепуска воздуха за счет
медленного срабатывания гидравлического механизма ленты.

2.	При отрицательных температурах наружного воздуха обороты ротора
двигателя на номинальном режиме и 0,9 номинала уменьшаются по мере сниже-
ния температуры до 90% при —50° С.

3.	Режим работы двигателя РУ19А-300 на оборотах 90—94% применяется
для запуска двигателя АИ-24ВТ, для питания бортсети используется режим 70%.

4.	При проверке приемистости допускается заброс оборотов на 1% в течение
не более 50 с и кратковременный (не более 5 с) заброс температуры до 850° С.

5.	При переходе на режим «Малый газ» при температуре масла более 80° С
допускается давление масла не менее 1 кгс/см2.

Контроль виброперегрузок

Контроль за виброперегрузками двигателей производится ком-
плектом бортовой аппаратуры ИВ-41БМ. Сигнал о превышении
предельно допустимой виброперегрузки ИВ-41БМ выдает на специ-
альную лампу и на показывающий прибор.

Виброперегрузки двигателя считаются нормальными до величи-
ны 4,5 g на земле и до 6 g в полете. Допускается колебание стрел-
ки показывающего прибора ±0,75 без превышения максимального
уровня вибраций.

Перед каждым полетом нажатием кнопки встроенного контро-
ля проверяют исправность аппаратуры ИВ-41БМ. Если после на-
жатия кнопки сигнальные лампы загорелись и стрелки показыва-
ющего прибора отклонились на величину 5—6 g, то аппаратура
работоспособна. Если лампы не загораются или стрелки не от-
клоняются, то до устранения неисправностей в системе полет за-
прещается.

Проверка может выполняться на работающем двигателе на лю-
бом режиме или на неработающем двигателе. В последнем слу-
чае в бортсети должен быть переменный ток 115 В, 400 Гц.

Во всех случаях, когда в полете загорится сигнальная лампа
«Опасная вибрация», а стрелка показывает максимально допусти-
мое значение выбрации, необходимо уменьшить режим работы дви-
гателя до полетного малого газа. Если уровень вибрации не сни-
зился, двигатель необходимо выключить.
Особенности эксплуатации двигателей
в различных климатических условиях

Двигатели АИ-24. Эксплуатация двигателя при температуре до
—15° С ничем не отличается от эксплуатации при плюсовых тем-
пературах.

При температурах ниже—15° С двигатель необходимо про-
греть до температуры масла +30° С от наземных источников. За-
пуск разрешается до температуры масла —5° С.

При эксплуатации двигателей на высокогорных аэродромах
и в тропических условиях необходимо учитывать следующие осо-
бенности:

при замедленном выходе на обороты малого газа (из-за ран-
него отключения стартер-генератора) необходимо увеличить обо-
роты отключения;

запуск и опробование двигателей производится с полностью
открытыми створками маслорадпаторов для более интенсивного
охлаждения масла;

если при рулении температура масла повысится до 100° С, не-
обходимо увеличить режим работы двигателей до равновесных
оборотов.

Двигатель РУ19А-300. Эксплуатация двигателя при низких тем-
пературах наружного воздуха производится с учетом следующих
особенностей:

двигатель при отрицательных температурах наружного возду-
ха прогревается до температуры масла 10° С от аэродромных
средств подогрева;

в условиях возможного обледенения при проверке работы дви-
гателя при появлении льда на поверхности входного устройства
двигатель немедленно останавливают и лед удаляют.

При длительной работе двигателя, не оборудованного эжекто-
ром, в случае роста температуры масла более 100° С обороты не-
обходимо снизить до 80%.

При взлете и наборе высоты, если температура масла превы-
шает 100° С, необходимо режим работы двигателя уменьшить до
0.9 номинала.

На двигателях с управлением лентой перепуска воздуха от са-
молетной гидросистемы давление в системе управления лентой
должно быть 80-го кгс/см 2.

Подъем, опускание, буксировка и хранение самолета

Подъем и опускание самолета. Проведение регламентных
работ, а также замена отдельных агрегатов самолета, требуют
подъема самолета на подъемниках.

Самолет поднимается на трех подъемниках: двух ос-
новных и одном носовом. Перед подъемом самолета необходимо
очистить площадку для установки гидроподъемников от грязи или
снега, снять заглушки, прикрывающие опорные гнезда под гидро-
подъемники на центроплане и фюзеляже, снять с тормозов колеса
основных опор шасси. Установить подъемники под самолет, пред-
варительно проверив уровень жидкости в бачках подъемников, ко-
торый должен быть не ниже уровня дна фильтра. В зимнее время
перед проверкой уровня гидросмеси необходимо слить отстой
из гидравлического бака и фильтра до появления чистой
жидкости.

Гидроподъемники под самолет устанавливают следующим обра-
зом. После доставки их под опорные гнезда на самолете необходи-
мо расконтрить опорные пяты, снять быстросъемные штыри на пе-
редних колесах крыльевых гидроподъемников и опустить их на
опорные пяты, открывая вентиль «Слива колес» при нейтральном
положении рукоятки крана цилиндра колес и крапа силового ци-
линдра. Затем поднять колеса ручным насосом при положении
«Уборка колес» рукоятки крана цилиндра колес. В поднятом по-
ложении колеса стопорят штырем.

После этого опорные головки гидроподъемников заводятся
в опорные гнезда на самолете. Перед установкой опорных головок
в гнезда следует произвести нивелировку цилиндров-подъемников
по уровням, для чего необходимо:

а)	поднять цилиндры гидроподъемников, не доводя головки
штоков до гнезд на 30—50 мм;

б)	поставить силовые цилиндры главных гидроподъемников
в вертикальное положение, повернув опору каждого цилиндра так,
чтобы ось винта была параллельна оси уровня, при котором пузы-
рек имеет максимальное смещение;

в)	установить каждый выдвижной цилиндр так, чтобы шпоноч-
ные канавки стояли против меток на нижнем торце опоры; враще-
нием рукоятки винта опоры цилиндров подогнать пузырек уровня
на середину и вращением уровня проверить вертикальность каж-
дого цилиндра; шаровые опоры стоек при этом должны быть ввер-
нуты в стойки до отказа.

Если при вращении уровня пузырек не будет находиться
в среднем положении, операцию по нивелировке повторяют сна-
чала, с момента установки уровня, при котором пузырек имеет
максимальное смещение от нейтральной оси.

В случае невозможности установить выдвижной цилиндр в вер-
тикальное положение с помощью винта опоры цилиндра, необхо-
димо его отрегулировать, вывертывая шаровые опоры на стойках
гидроподъемников.

Передний гидроподъемник устанавливается по уровню в верти-
кальное положение вращением гаек опорных пят. После этого про-
веряется совмещение осей опорных головок гидроподъемников
-с опорными гнездами на самолете, причем подвижная головка
переднего, гидроподъемника должна быть установлена так, чтобы
•она могла перемещаться вперед и назад вдоль продольной оси
самолета.
Совмещение осей опорных головок с опорными гнездами про-
изводится смещением гидроподъемников. После совмещения осей
и проверки нивелировки головки заводятся в опорные гнезда до
упора выдвижением цилиндров гидроподъемников ручными насо-
сами.

Для подъема самолета на гидроподъемники необходимо:

а)	убрать упорные колодки из-под колес;

б)	рукоятками ручных насосов одновременно и плавно, без
рывков, выдвинуть цилиндры гидроподъемников, при этом
самолет будет подниматься, находясь в горизонтальном по-
ложении;

в)	по мере выдвижения штоков цилиндров гидроподъемников
опускать опорные гайки, сохраняя зазор между гайками и торца-
ми цилиндров 10—15 мм;

г)	после окончания подъема гайки на всех цилиндрах гидро-
подъемников завернуть вниз до упора и сливными вентилями стра-
вить давление жидкости.

Перед опусканием самолета нужно убедиться, что
колеса расторможены и под самолетом нет оборудования, которое
может повредить самолет.

Для опускания самолета на гидроподъемниках необ-
' ходимо:

а)	подъемом цилиндров гидроподъемников на 3—5 мм освобо-
дить упорные гайки;

6)	поддерживая зазор между торцами цилиндров гидроподъем-
ников и гайкой 10—15 мм, опускать одновременно все цилиндры,
сливая жидкость из полости каждого цилиндра (вентили должны
находиться в положении «Слив колес»);

в)	следить, чтобы самолет находился в горизонтальном поло-
жении.

Под колеса опущенного самолета устанавливаются упорные
колодки.,

Если цилиндры гидроподъемников под действием собствен-
ного веса не опускаются, их необходимо опустить принудительно
ручным насосом, установив рукоятки крана выдвижных цилиндров
в положение «Принудительное опускание».

Работы по подъему и опусканию выполняют шесть человек под
руководством сменного инженера или бортмеханика. Три человека
работают ручными насосами и три человека заворачивают или от-
ворачивают опорные гайки.

После проведения работ по подъему и опусканию самолета
гидроподъемники зачехляют и отвозят в отведенное для них ме-
сто.

При проведении работ по подъему и опусканию самолета ка-
тегорически запрещается:

ра	ботать с гидроподъемниками лицам, не прошедшим инструк-
таж по технике безопасности и не знакомым с инструкцией по
эксплуатации;

работать с гидроподъемниками при неисправной гидросистеме;
поднимать самолет гидроподъемниками, установленными на ко-
лесах;

поднимать самолет неравномерно, не выдерживая его в гори-
зонтальном положении;

поднимать самолет, не осаживая при этом опорную гайку;
поднимать самолет при скорости ветра более 10 м/с;

во время подъема и опускания самолета производить какие-
либо работы па самолете, а также находиться в самолете;

находиться под самолетом во время его опускания;

устанавливать опорные пяты гидроподъемников на неровные
поверхности.

Буксировка самолета. Самолет буксируется тягачом со ско-
ростью не более 20 км/ч при буксировке носом вперед и не более
10 км/ч при буксировке хвостом вперед. Руководит буксировкой
сменный инженер или бортмеханик. В кабине самолета при его
буксировке должен находиться бортмеханик или техник для управ-
ления тормозами.

К буксировке самолета допускаются лишь лица, прошедшие
специальный инструктаж.

Перед буксировкой необходимо:

убрать из-под самолета все стремянки и приспособления;

отсоединить от самолета все шланги и провода наземных источ-
ников питания;

очистить путь буксировки от стремянок, агрегатов наземного
оборудования и других посторонних предметов в зоне движения
самолета;

убедиться в надежности работы тормозов;

снять самолет со стояночного тормоза.

При буксировке самолета нужно соблюдать следующие пра-
вила:

а)	не допускать буксировки самолета по льду на наклонной
поверхности во избежание продольного и поперечного юза, особен-
но на поворотах;

б)	не допускать резких рывков и остановок самолета буксиров-
щиком;

в)	буксировать самолет по дорожкам с укатанным грунтом
(снегом) или с твердым покрытием;

г)	буксировать самолет тягачом с тяговым усилием не менее
5000 кгс;

д)	развороты прн буксировке должны производиться плавно,
без рывков, на угол не более 35° С; производить разворот передних
колес на месте включением крана запрещается;

е)	пользоваться самолетными тормозами только тогда, когда
нужно замедлить движение при наезде самолета на посторонние
предметы, а также при отсоединении буксировочных приспособле-
ний;

ж)	при буксировке самолета ночью у тягача должны быть
зажжены фары и габаритные огни, а на самолете — аэронавига-
ционные огни;
з)	при срезе одного из контрольных болтов его необходимо-
заменить запасным, имеющимся в коробке водила.

Буксировка самолета носом вперед осуществля-
ется буксировочным водилом 24-3103-700, которое крепится к оси
передней опоры шасси штырем. Буксировочное водило вначале
присоединяется к самолету, а затем к тягачу.

Буксировка самолета производится тремя или пятью человека-
ми под руководством сменного инженера; один человек идет рядом
с водилом, два у консолей крыла.

По окончании буксировки следует установить упорные колодки
под колеса самолета, отсоединить водило и поставить колеса ос-
новных опор шасси на стояночный тормоз.

При буксировке самолета носом вперед запрещается страги-
вать самолет с места, раскачивая его тягачом, и вытаскивать само-
лет, застрявший в грязи или попавший колесами в яму. Вытаски-
вать застрявший самолет разрешается только буксировкой хвостом
вперед с помощью буксировочного троса.

Осаживание самолета назад автомашиной (при высоте букси-
ровочного крюка над землей 800 мм и больше) разрешается толь-
ко при наличии передней центровки. Категорически запрещается
осаживать самолет трактором (при высоте буксировочного крюка
над землей менее 800 мм) во избежание опрокидывания самоле-
та на хвост.

Буксировка самолета хвостом вперед произво-
дится в основном для вытаскивания самолета, застрявшего в мяг-
ком грунте.

Буксировка в этом случае осуществляется тросом 24-9120-0,
присоединенным к ушкам на амортизационных стойках основных
опор шасси. Изменение направления движения самолета во время
буксировки осуществляется вручную разворотом колес передней
опоры шасси водилом.

Буксировка осуществляется шестью человеками под руководст-
вом сменного инженера: два человека поддерживают трос, два че-
ловека управляют передними колесами и два человека находятся
у консолей крыла. В кабине обязательно должен находиться один
из членов экипажа, который в случае внезапной остановки букси-
ровщика должен плавно тормозить колесами, чтобы избежать оп-
рокидывания самолета на хвост.

Предотвращение опрокидывания самолета на хвост при букси-
ровке хвостом вперед необходимо производить при начале тормо-
жения колес прижимом водила к земле всей бригадой, совершаю-
щей буксировку. •

По окончании буксировки необходимо отсоединить буксировоч-
ный трос и водило, установить упорные колодки под колеса и по-
ставить самолет на стояночный тормоз.

Хранение самолета. Для предохранения внешних поверхностей
самолета от загрязнения, обледенения, атмосферных осадков и сол-
нечных лучей самолет зачехляется чехлами из водонепроницаемого
палаточного полотна. В зимнее время силовые установки с гондо-
Рис. 168. Схема расположения эксплуата-
ционных заглушек:

/ — кожух защитный и а сигнализатор обледене-
•ния РИО-2А; 2— заглушки иа трубу ТП-156
и датчики анероидных приборов; 3 — заглушки на
дренаж топливной системы; 4 — заглушка вы-
хлопной трубы турбогенератора; 5—заглушка
туннеля горячей части двигателя; 6 — заглушки
•обдува генератора; 7 — заглушки выхлопной тру-
бы двигателя; 8 — заглушки заборников РН-600;
5— заглушки туннеля маслорадиатора; 10—за-
глушки воздухо-воздушного радиатора; // — за-
глушки двигателя боковые; 12 — заглушки элект-
роракетницы

долами двигателей зачех*
ляются зимними чехлами.
Зачехлять самолет необ-
ходимо чистыми от пыли,
грязи и масла чехлами;
чехлы надевать только на
чистые сухие поверхности
самолета.

Для того чтобы чехлы
находились на самолете
в натянутом состоянии, в
их конструкции преду-
смотрены резиновые
амортизаторы. В ветре-
ную погоду необходимо
следить за тем, чтобы
чехлы и ленты не болта-
лись и не били по обшив-
ке самолета. Слабо натя-
нутые чехлы нужно под-
тянуть, а концы лент за-
крепить.

При снятии чехлов их
необходимо свертывать
на самолете, а не на зем-

ле и хранить в контейнере во избежание попадания в них песка,
пыли и влаги.

Полное зачехление всего самолета обязательно при длительных
стоянках (свыше 10 суток) как в летнее, так и в зимнее время.
Кроме этого, полное зачехление производится при кратковремен-
ной стоянке на песчаных аэродромах и в зимнее время в случае
ненастной погоды и в условиях обледенения.

При ночных стоянках самолета, а также при стоянках дли-
тельностью менее 10 суток нужно зачехлять только лопасти и обте-
катели втулок воздушных винтов, гондолы двигателей и носовую
часть фюзеляжа.

При кратковременных стоянках в зимнее время, если темпера-
тура окружающего воздуха ниже —30° С, необходимо зачехлять
двигатели зимними чехлами. При прогреве двигателей наземными
подогревателями двигатели также должны быть зачехлены.

• Установку заглушек (рис. 168) и зачехление агрегатов самоле-
та можно производить в такой последовательности: сначала за-
чехлить приемники скоростного напора и установить заглушки на
двигатели, дренажи и заборники, а затем зачехлить лопасти и об-
текатели втулок винтов, гондолы, двигателей, крыло, стабилизатор,
носовую часть фюзеляжа, фюзеляж, антенные устройства и колеса
шасси.

Перед зачехлением крыла и стабилизатора рули должны быть
застопорены. Категорически запрещается отрабатывать систему
управления самолетом и двигателями при зачехленных органах уп-
равления.

Зачехление самолета производится бригадой из трех человек
с использованием специальных стремянок. Подкатывать и уста-
навливать стремянки необходимо осторожно во избежание повреж-
дения самолета. Ходить по обшивке самолета при зачехлении раз-
решается только в специальной мягкой обуви.

При зачехлении крыла и стабилизатора вначале следует натя-
нуть чехлы вдоль передней кромки, что обеспечивает плотное их
прилегание к этим агрегатам самолета. В жаркую погоду следует
зачехлять колеса шасси.

Расчехление самолета производится в порядке, обратном за-
чехлению. При расчехлении чехлы следует аккуратно свертывать
в таком порядке, который позволяет их быстро расстилать по по-
верхности самолета при последующем зачехлении. Крыльевые чех-
лы, например, следует подбирать с краев к середине, расстилать
в одну узкую ленту и скатывать ее в рулон в направлении от фю-
зеляжа к концевому обтекателю.

Фланелевые подшивки при свертывании чехлов должны распо-
лагаться внутри рулона одна к другой для предохранения их от
загрязнения.

При работе на крыле применяются мягкие маты, которые
укладываются между лонжеронами и закрепляются лямками
с крючками и амортизаторами с петлями. После работы маты ска-
тываются на поверхности крыла, на земле очищаются от пыли
и грязи, просушиваются и укладываются в контейнер.

При хранении самолета на открытой стоянке особое внимание
уделяется швартовке самолета. При кратковременной сто-
янке самолет устанавливают на стояночные тормоза, а под колеса
основных опор шасси ставят упорные колодки.

В случае длительной стоянки или штормового предупреждения
самолет дополнительно швартуется швартовочными расчалками,
которые одними концами крепятся к амортизационным стойкам
шасси, а другими концами — к специально установленным якорям
на стоянках самолета (рис. 169). В качестве якорей на оборудо-
ванных стоянках используются стальные забетонированные коль-
ца. На стоянках, не имеющих таких колец, самолет швартуется
к штопорам, ввернутым в грунт.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Глава I. Основные данные самолета................................... 3

Общие сведения...................................................... 3

Летно-техннческие данные самолета................................... 8

Особенности аэродинамики самолета...................................11

Глава II. Конструкция планера...................................... . 18

Фюзеляж.............................................................18

Крыло...............................................................34

Оперение............................................................46

Основные рекомендации по техническому обслуживанию	агрегатов планера 51

Глава III. Управление самолета......................................57

Центральный пульт управления........................................59

Системы управления рулями и элеронами...............................62

Системы управления триммерами и сервокомпенсаторами.................70

Управление закрылками.............................................  73

Основные рекомендации по техническому обслуживанию систем управле-
ния самолетом.......................................................76

Глава IV. Шасси самолета............................................83

Основные опоры шасси................................................84

Конструкция основной опоры шасси................................... 86

Передняя опора шасси................................................99

Сигнализация уборки и выпуска шасси................................115

Основные рекомендации по техническому обслуживанию шасси...........116

Глава V. Гидравлическая система....................................121

Система источников давления основной гидросистемы..................122

Система источников давления аварийной гидросистемы.................137

Система уборки и выпуска шасси.....................................139

Система выпуска и уборки закрылков.................................143

Система торможения колес шасси.....................................150

Система управления поворотом колес передней опоры шасси............161

Система управления поворотом колес передней опоры шасси с комбиниро-
ванным золотником РГ-8А............................................164

Система управления стеклоочистителями..............................172

Система аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двига-
телей .............................................................174

Система наддува гидробака..........................................176

Трубопроводы и шланги гидросистемы.................................177

Основные рекомендации по техническому обслуживанию гидросистемы . . 179
1 лава VI. Силовая установка.......................................183

Подвеска двигателя АИ-24.........................................  184

I ондолы...........................................................187

элементы гондолы...................................................188

Системы выхлопа и обдува двигателя АИ-24...........................192

Вспомогательная силовая установка РУ19А-300 .....................  194

Система управления двигателями.....................................199

Маслосистема двигателя АИ-24 ...................................... 203

Агрегаты внешней маслосистемы......................................206

Топливная система..................................................211

Система впрыска воды в двигатель АИ-24 ............................ 221

Турбогенераторная установка ТГ-16 . .	...	............222

Противопожарная система с РУ19А-300 ............................... 223

Основные рекомендации по техническому обслуживанию силовой установки 228

Обслуживание маслосистемы..........................................231

Обслуживание топливной системы....................................-234

Обслуживание системы контроля вибраций виброаппаратурой ИВ-41 . . . 236

Обслуживание противопожарной системы...............................237

Глава VII. Высотное оборудование...................................237

Система кондиционирования воздуха ................................. 237

Система автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине . 248

Кислородное оборудование .......................................... 253

Основные рекомендации по техническому обслуживанию высотного обо-
рудования ..........................................................254

Глава VIII. Противообледенительная система..........................256

Глава IX. Приборное и бытовое оборудование........................262

Компоновка кабин и вспомогательных помещений......................262

Кабина экипажа..................................................  264

Пассажирская кабина...............................................269

Вспомогательные помещения.........................................273

Система водоснабжения и канализации...............................275

Глава X. Техническая	эксплуатация..................................278

Заправка самолета топливом, маслами, специальными жидкостями и заряд-
ка газами............................................................278

Запуск и опробование	двигателя АИ-24	на	земле......................285

Запуск и опробование	двигателя РУ19А-300 на	земле...................298

Контроль виброперегрузок ........................................... 302

Особенности эксплуатации двигателей в различных климатических условиях 303

Подъем, опускание, буксировка и хранение самолета....................303